Содержание к диссертации
Введение
1. Сравнительный анализ принципов построения датчиков параметров низковысотного полета 9
1.1. Обзор датчиков информации о параметрах низковысотного полета 9
1. 1.1. Аэрометрические датчики 9
1.1.2. Гироскопические датчики 11
1.1.3. Инерциальные датчики 14
1.1.4. Радиотехнические датчики 16
1.1.5. Альтернативные методы измерения 18
1.2. Принципы построения и характеристики современных локационных высотомеров метровых высот 19
1.2.1. Лазерные высотомеры 20
1.2.2. Изотопные высотомеры 21
1.2.3. Радиовысотомеры 21
1.3. Требования к датчикам интегрированной системы измерения 27
1.4. Сравнение свойств инерциальных и локационных датчиков 29
1.5. Особенности применения интегрированной системы на современных гидросамолетах 31
1. 6. Особенности применения интегрированной системы на современных экранопланах 36
1.6.1. Достоинства использования и области применения экранопланов 39
1.6.2. Новейшие разработки экранопланов 40
1.6.3. Внедрение систем автоматического управления полетом экраноплана 42
1.6.4. Условия обеспечения качества управления движением над взволнованной поверхностью 43
1.7. Особенности расположения датчиков на ЛА 44
2. Разработка математических моделей сигналов датчиков параметров низковысотного полета 47
2.1. Методы повышения точности измерений 47
2.2. Анализ погрешности локационного высотомера 50
2.3. Исследование моделей входных воздействий в канале инерциального датчика 53
2.4. Временные и пространственные характеристики морского волнения 54
2.5. Математическая модель погрешности датчиков при полете над морской поверхностью 55
2.6. Решение задачи расчета спектра погрешности высотомера при полете над взволнованной морской поверхностью 62
2.7. Оценка точности интегрированной системы в установившемся режиме 74
3. Синтез робастного фильтра для заданного класса характеристик погрешностей датчиков 84
3.1. Определение дисперсии ошибки локационного радиовысотомера 86
3.2. Анализ погрешности инерциального датчика вертикального ускорения 88
3.2.1. Уход нуля шкалы датчика 89
3.2.2. Компенсация ускорения силы тяжести 90
3.3. Анализ погрешности микромеханического акселерометра 95
3.4. Синтез комплексированного измерителя высоты 99
3.5. Определение дисперсии ошибки измерительной оптимальной
системы 103
3.6. Определение дисперсии ошибки измерительной робастной системы 105
3.7. Оптимизация робастной системы 107
4. Синтез системы с реконфигурацией структуры 109
4.1. Общие принципы построения информационно-управляющих комплексов 110
4.2. Самонастройка и автоматическое изменение структуры 113
4.3. Совместная обработка сигналов однотипных датчиков 114
4.4. Автоматическая перестройка фильтров 115
4.5. Самонастройка в системе измерения параметров низковысотного полета при наличии трех пар датчиков 118
4.6. Самонастройка системы при изменении параметров полета ЛА 120
4.7. Структура системы измерения низковысотного полета 124
4.8. Цифровая реализация алгоритмов обработки измерений 126
4.9. Анализ дисперсии ошибок в каналах локационного и инерциального датчиков 127
4.10. Обоснование выбора параметров цифровой обработки сигналов в
каналах радиовысотомера и акселерометра 130
5. Формализация задачи и результаты математического моделирования интегрированной системы измерения параметров полета 133
5.1. Результаты численной оптимизации 133
5.2. Схемный синтез и математическое моделирование синтезированной системы 138
5.3. Анализ дисперсии и среднеквадратической ошибки
интегрированной измерительной системы 142
Заключение 149
Список использованных источников
- Обзор датчиков информации о параметрах низковысотного полета
- Методы повышения точности измерений
- Определение дисперсии ошибки локационного радиовысотомера
- Общие принципы построения информационно-управляющих комплексов
Введение к работе
Задачи сбора, обработки и анализа информации о параметрах полета летательного аппарата (ЛА) являются одними из важнейших для обеспечения безаварийного полета, повышения точности и надежности измерительной системы. Многообразие современных летательных аппаратов определяется конструктивными особенностями и областями их применения. Повышенные требования предъявляются к полету на низкой высоте. Актуальность задачи повышения точности навигации для обеспечения безаварийного и экономичного движения аппарата в диапазоне мальтх высот связана с совершенствованием неводоизмещающих морских аппаратов, к которым относятся суда на управляемых подводных крыльях, воздушной подушке и экранопланы, а также применением системы управления движением на гидросамолетах и экранопланах, осуществляющих полет на предельно малых высотах при решении определенных функциональных задач. Диапазон рассматриваемых малых высот может характеризоваться единицами метров. Конкретная высота движения выбирается и стабилизируется как минимально допустимая из условий достаточно малой вероятности столкновения с препятствиями с учетом характера неровности подстилающей поверхности, например, балльности и характеристик трехмерности морского волнения. Этапы взлета и посадки также характеризуются повышенными требованиями к точности измерения малой высоты и параметров неровностей.
Большинство публикаций по проблеме измерения параметров морских волн посвящено изучению вопросов, связанных с исследованием методов и средств определения интегральных характеристик волнения. Такие исследования наиболее эффективны при расположении аппаратуры на авиационных или космических носителях либо при визировании морской поверхности судовыми радиолокаторами под малыми углами. Все они предполагают фактически не отслеживание профиля волны, а оценку интегральных характеристик волнения по
косвенным признакам. Кроме того, в ряде работ рассмотрены волнографы контактного типа, а также принципы построения океанографической аппаратуры для специальных научно-исследовательских судов, где датчики приспосабливают для работы в условиях дрейфующего судна. Очевидно, что все эти исследования не могут служить основой для создания аппаратуры измерения характеристик морских волн, пригодной для полета на предельно низких высотах. В настоящее время наиболее эффективным представляется вариант совместной обработки показаний неконтактных датчиков геометрической высоты и инерциальных датчиков вертикального ускорения. Важнейшими из достоинств этого метода являются его сравнительная простота и доступность средств измерения.
Цель диссертационной работы состоит в разработке и совершенствовании теоретических основ построения интегрированной системы датчиков высоты; исследовании точности измерения малых высот при полете над земной и морской поверхностью при совместной обработке показаний локационных и инерциальных датчиков.
Качество измерения параметров полета должно удовлетворять необходимым условиям реализации требуемых законов управления ЛА. При полете вблизи опорной поверхности первостепенное значение приобретают точность и надежность управления по высоте h, углу крена у и углу тангажа и. Крейсерская высота движения должна превышать практически максимальную высоту возвышений подстилающей поверхности на величину, не меньшую практически максимальной погрешности стабилизации высоты самой нижней точки конструкции ЛА. Например, для экраноплана средних размеров погрешность измерения высоты должна находиться в пределах 0,1-0,2 отн.ед. при высотах полета от 0,5 до 5 м.
Задача технического диагностирования интегрированной системы, состоящей из двух или более разнотипных навигационных датчиков, является одной из важнейших при построении систем навигации и управления движущимися объектами. Совершенствование алгоритмов комплексирования наряду с улучшением характеристик первичных датчиков позволяет удовлетворить неуклонно возрастающим требованиям к точности и надежности
7 навигационных измерений. А диагностирование системы и определение отказоустойчивости датчика позволяет повысить живучесть системы, что наиболее актуально при полете на низких высотах, когда превышение допустимой погрешности датчика может привести к аварийной ситуации из-за неправильного определения высоты. Это может быть столкновение с наземным объектом или волнами при полете над морской поверхностью. Для экранопланов столкновение с волнами при низкой балльности волнения не является критическим, но в случае гидросамолета, это может привести к разрушению конструкции или нарушению балансировки ЛА. Разрабатываемая система должна не только устанавливать, что в системе есть неисправные датчики, но и определять какой именно датчик отказал и перестраиваться таким образом, чтобы исключить показания неисправного датчика. Задача синтеза интегрированной системы измерения параметров низковысотного полета по критериям точности и отказоустойчивости должна учитывать возможность отказов первичных датчиков. Любая структурная избыточность в измерительной системе, каждый дополнительный датчик расширяют возможности для повышения качества измерений.
Задача построения интегрированной измерительной системы сформулирована в рамках оптимального и робастного подходов к синтезу динамических фильтров. При этом из всего многообразия возможных форм задания непараметрических классов воздействий в соответствии с реально имеющейся априорной информацией используются ограничения дисперсий и среднеквадратических величин производных погрешностей датчика вертикального ускорения. Сформулирована необходимость расчета и анализа результатов спектра погрешности локационного высотомера при полете над взволнованным морем.
Основные положения работы докладывались на следующих научно-технических конференциях и семинарах:
-VII, VIII, IX Конференциях молодых ученых ФГУП ЦНИИ "Электроприбор", 2005, 2006, 2007 гг.;
-VIII, IX, X Научных сессиях ГУАП, 2005, 2006, 2007 гг.;
8 -XVI IFAC Congress - 26-ом Конгрессе Международной федерации аэрокосмического управления, Прага, 2005;
-4-ой международной Конференции «Авиация и космонавтика», Москва, 2005;
-17 Symposium IFAC in Automatic Control in Aerospace - 17-ом Симпозиуме по Автоматическому управлению в аэрокосмических системах Международной федерации аэрокосмического управления, Тулуза, Франция, 2007;
-XXXIV Всероссийской конференции «Управление движением морскими судами и специальными аппаратами», Институт проблем управления им. В. А. Трапезникова РАН, Москва, 2007 г.
Результаты работы опубликованы в 12 печатных научных трудах.
Основные положения, выносимые на защиту:
Возможности построения и особенности комплексирования датчиков параметров полета на низкой высоте с учетом современных тенденций их совершенствования.
Алгоритм расчета и результаты анализа спектра погрешности локационного высотомера при полете на малой высоте над взволнованным морем.
Методы синтеза интегрированной системы измерения параметров низковысотного полета с учетом возможности отказов первичных датчиков.
Оптимизация интегрированной системы измерения параметров низковысотного полета по критериям точности и отказоустойчивости.
Обзор датчиков информации о параметрах низковысотного полета
Барометрический высотомер предназначен для определения относительной высоты полета ЛА (относительно места взлета, посадки или другого пункта, в котором известно барометрическое давление воздуха), а также для выдерживания высоты при полетах по эшелонам. Принцип действия высотомера основан на измерении статического давления воздуха, окружающего ЛА. Типовой по конструкции аэрометрический датчик состоит из приемника воздушного давления и анероидного прибора.
Погрешность аэрометрического датчика как измерителя воздушной скорости ЛА имеет три составляющие: динамическую, обусловленную изменением плотности воздуха и обусловленную статическими ошибками преобразования механических перемещений чувствительного элемента датчика в электрический сигнал или цифровой код. Динамические свойства датчика определяются такими факторами, как временное запаздывание волн в трубопроводе, инерционные свойства воздушных полостей, инерционность чувствительного элемента. Две другие составляющие погрешности аэрометрического датчика, установленного на низковысотном ЛА, можно сделать также весьма малыми. Этому способствует практически постоянная высота полета и, следовательно, стабильное атмосферное давление, а также сравнительно небольшой диапазон измеряемых скоростей, в котором проще обеспечить линейность статистической характеристики датчика.
Комплексирование такого датчика с локационным или инерциальным датчиками, дающими информацию о путевой скорости, не может превысить точность измерений воздушной скорости при сильном ветре, когда различие путевой и воздушной скоростей превышает погрешность аэрометрического датчика.
Использование дополнительной информации от аэрометрического датчика не может повысить точность измерения путевой скорости в интегрированной системе, содержащей ДИСС и инерциальный датчик. Такая информация может быть полезной лишь для контроля исправности аппаратуры путем сравнения показаний разнотипных датчиков, а также при нарушении работоспособности ДИСС.
Механические гироскопы
Наиболее универсальными и широко используемыми на самых разнообразных ЛА являются гироскопические датчики углов и угловых скоростей. При хорошей начальной выставке оси свободного гироскопа проблема измерения двух угловых координат практически снимается на определенный интервал времени. Длительность этого интервала зависит от качества гироскопа, характеризуемого скоростью ухода, которая может составить порядка 10"1 град/ч. Высокая точность измерения угловых перемещений на малом интервале времени обеспечивается также при использовании интегрирования выходных сигналов датчиков угловых скоростей. Для рассматриваемых в работе ЛА системы управления должны обеспечивать длительный режим работы, речь может идти только о применении корректируемых позиционных гироскопов, например, гировертикалей.
Входящий в состав гировертикали маятниковый чувствительный элемент дает информацию для коррекции гироскопического датчика, которая была бы практически ничем не искажена при отсутствии горизонтальных ускорений ЛА. Гировертикаль строится практически по принципу комплексирования гироскопа положения и маятникового чувствительного элемента на основе нелинейных алгоритмов динамической фильтрации. В качестве линейного маятникового чувствительного элемента по каждому из двух углов наклона может быть применен осевой акселерометр с соответствующей горизонтальной осью чувствительности.
При нулевом горизонтальном ускорении ЛА сигнал такого акселерометра будет пропорционален малому углу наклона. Дополнительной проблемой при использовании гироскопического датчика является трудность его резервирования. Для автоматического обнаружения отказа и сохранения работоспособности измерительной системы при одиночном отказе требуются три однотипных гироскопических датчика и мажоритарный элемент. В случае построения датчика углов на основе разнесенных по корпусу ЛА высотомеров для тех же целей достаточно увеличения числа высотомеров с трех до четырех, т.е. введения минимальной аппаратной избыточности.
Волоконно-оптические гироскопы
Гироскоп выполняет функции детектора угловой скорости в инерциальном пространстве и по праву может называться абсолютным тахометром, являясь структурным элементом инерциальной навигационной системы, обрабатывающей информацию о местонахождении самолета или судна с целью выведения его на курс. В состав этой системы обычно входит три гироскопа - для измерения скорости вращения вокруг трех ортогональных осей, три акселерометра - для определения скорости и расстояния и направлении трех осей и компьютер - для обработки выходных сигналов этих приборов. К самолетным гироскопам предъявляются очень высокие требования: разрешающая способность и дрейф нуля 0,01/ч, динамический диапазон 6 порядков, высокая стабильность (10"5) масштабного коэффициента преобразования угла поворота в выходной сигнал. До сих пор применялись в основном механические гироскопы, работающие на основе эффекта удержания оси вращения тела в одном направлении инерциального пространства (закон сохранения момента количества движения). Это дорогостоящие приборы, поскольку требуется высокая точность формы тела вращения и минимальное возможное трение подшипников. В отличие от механических оптические гироскопы, например, волоконно-оптические, созданные на основе эффекта Саньяка, имеют структуру статического типа, обладающую рядом достоинств, основные из которых: отсутствие подвижных деталей и, следовательно, устойчивость к ускорению; простота конструкции; короткое время запуска; высокая чувствительность; высокая линейность характеристик; низкая потребляемая мощность; высокая надежность [66, 101].
Методы повышения точности измерений
Целесообразно рассматривать следующие критерии: -повышение мореходности аппарата, т.е. его способности летать при большей балльности волнения, а также осуществлять взлет и посадку в штормовом море; -повышение топливной экономичности; -уменьшение качки аппарата для создания благоприятных условий работы бортового оборудования, хорошего самочувствия экипажа и пассажиров.
Одновременная экстремизация этих критериев невозможна и в каждом конкретном случае следует назначить один главный критерий эффективности управления, переводя другие в разряд ограничений. В числе ограничений необходимо указать также на необходимость экономного расходования ресурса рулевых органов.
Отметим важность критерия максимизации мореходности. Хотя принято считать, что для гидросамолетов и частично экранопланов в режиме крейсерского движения характеристики морского волнения можно не учитьтвать, мореходность таких аппаратов должна оцениваться как комплексный показатель, учитывающий возможность плановой или аварийной посадки в произвольной точке маршрута. Ясно, что мореходность определяется прежде всего размерами аппарата и особенностями его конструкции, однако даже незначительное повышение мореходности и уровня безопасности движения за счет оптимизации управления движением с учетом конкретных характеристик морского волнения очень желательно, поскольку может сравнительно простыми средствами повысить эффективность применения аппарата. Эти средства позволяют, в частности, обеспечить приемлемую мореходность летательных аппаратов сравнительно небольших размеров, что важно для расширения их применения на транспортных линиях с ограниченным грузопотоком, но высокой частотой рейсов. Ясно, что повышение мореходности средствами автоматизации управления возможно только при весьма высоком уровне "интеллектуальности" комплекса управления [39, 41].
При обработке показаний комплексированной измерительной системы следует учитьтвать еще одно обстоятельство. Измерения каждой из пар радиовысотомер-акселерометр, разнесенных по корпусу ЛА, будут существенно различаться при наличии углов крена и тангажа. Для этого необходимо воспользоваться измерениями гироскопического прибора - авиагоризонта. Расположение гироагрегата авиагоризонта АГД-1 вблизи центра масс летательного аппарата обеспечивает хорошую устойчивость и точность гировертикали, а компенсация углов наклона ЛА в интегрированной измерительной системе обеспечит заданную точность системы и достоверность измеряемых параметров при отказе одной или двух пар датчиков.
Общая погрешность показаний электрического авиагоризонта при прямолинейном полёте не превышает 1, а после выхода из виража с креном 20 при скорости ЛА V = 400 км/ч - 2, в полете возможна корректировка датчика, таким образом, использование показаний авиагоризонта не влияет на результирующую точность исследуемой измерительной системы.
Выводы по разделу 1:
1. Эффективным способом измерения параметров низковысотного полета следует признать метод активной локации при совместной обработке показаний датчиков геометрической высоты, из которых наиболее подходящим является фазовый радиовысотомер, и инерциальных датчиков вертикального ускорения.
2. Динамические ошибки измерения должны быть пренебрежимо малыми, а измерения сформированы таким образом, чтобы исключить искомую высоту, априорная информация о характеристиках которой в общем случае является неполной. Противоречие между требованием инвариантности измерителей и требованием хорошего сглаживания волновых возмущений в показаниях локационных датчиков разрешается комплексированием двух разнотипных датчиков.
3. Различие спектров погрешностей локационного и инерциального датчиков параметров полета позволяет выделить погрешность одного измерителя на фоне погрешности другого измерителя и вычесть ее из выходного сигнала соответствующего датчика.
4. Исследуемая интегрированная система позволяет решить ряд задач измерения малых высот полета при ее использовании на современных ЛА, повысив точность показаний и обеспечив отказоустойчивость системы. Одним из новейших разработок ЛА является экраноплан Buchon М-1, разработанный в UNEFA University в Венесуэле при техническом содействии МИПАКТ ГУАП.
5. Минимальное и оптимальное количество пар датчиков (высотомер акселерометр) равно трем.
Определение дисперсии ошибки локационного радиовысотомера
Сравним уровни спектральных плотностей «геометрической» погрешности измерения высоты G (G ) и погрешности собственно высотомера GM(co) на частоте со = 0, поскольку эта частота представляет наибольший интерес в исследовании погрешности локационного датчика. Необходимо определить, какой точностью должен обладать локационный высотомер для выполнения условия GAh(0) « G (0) и способны ли современные высотомеры ее обеспечить. Более высокая точность собственно высотомера не нужна, поскольку результирующая погрешность измерения высоты относительно среднего уровня волновой поверхности при заданном времени принятия решения все равно принципиально ограничена «геометрической» составляющей погрешности, устранить которую из выходного сигнала высотомера невозможно. Считая погрешность Ah(t) экспоненциально коррелированным шумом со спектральной плотностью GAh (со) = G 0,)/l + со Тд J, для дисперсии этой погрешности запишем формулу [36] M = GM,(0)/(2TPB), Ahmax=3aAh = 3 GAh(0)/(2T?B) где GAh (0) - уровень спектральной плотности погрешности на нулевой частоте; G (0) — уровень спектральной плотности «геометрической» погрешности измерения высоты на нулевой частоте; Ahmax - практически максимальная погрешность.
При пятибалльном морском волнении и скорости полета V = 100м/с2, уровень спектральной плотности волновой (геометрической) составляющей погрешности G (0) - ОД м2с. Отсюда получим Ahmax - Зд/0,02 ОД /(2 / ОД) = 0,3 м. при условии, что уровень спектральной плотности погрешности собственно высотомера GAh(0) составлял не более 2% от G (0). Полученный результат доказывает правомерность пренебрежения погрешностью собственно высотомера при исследовании результирующей погрешности.
Кроме флюктуационной составляющей погрешности в погрешность локационного высотомера входит квазипостоянная составляющая, обусловленная прежде всего зависимостью положения нулевой точки шкалы высотомера от вида подстилающей поверхности. При точной выставке нулевой точки шкалы высотомера в режиме работы над водной поверхностью переход к работе над сушей, льдом или снегом приводит к смещению нулевой точки и появлению квазипостоянной составляющей погрешности, которая у современных высотомеров может достигать 10"1 м и более.
Чтобы сделать сопоставимыми характеристики погрешностей датчиков различных типов, в том числе позиционных датчиков, целесообразно условно привести погрешность инерциального датчика к размерности перемещения. Будем считать, что сигнал ускорения на выходе датчика дважды интегрируется, в результате чего получается сумма полезного сигнала перемещения и погрешности 5(0 с размерностью перемещения. Вторая производная такой погрешности 8(2)(/) есть погрешность на выходе датчика ускорения.
Результирующая погрешность любого инерциального датчика состоит из его собственной погрешности как измерителя ускорения вдоль оси чувствительности и погрешности за счет неточности стабилизации оси чувствительности в требуемом направлении, вследствие чего датчик реагирует на ускорения в других направлениях. В свою очередь собственную погрешность датчика можно представить как сумму погрешности 5j (/) типа медленного ухода нуля шкалы датчика и погрешности 52(0 за счет отклонения коэффициента передачи датчика от номинального значения. Обозначив погрешность вследствие неточности стабилизации оси чувствительности датчика через 53(/)5 результирующую погрешность можно записать в виде: 8(0 = 5,(0 + 82(0 + 53(0. (зл)
Некоторые из входящих в выражение (3.2) слагаемых также имеют вид суммы двух составляющих. Зона нечувствительности современных датчиков ускорения составляет около 5-10-4л//с2 и обычно перекрывается вибрационным ускорением в точке установки датчика на борту ЛА. Это позволяет считать статическую характеристику датчика линеаризованной, особенно если датчик сконструирован по компенсационной схеме.
Общие принципы построения информационно-управляющих комплексов
Современная концепция построения информационно-управляющих комплексов ЛА предполагает безусловно цифровую реализацию алгоритмов обработки пилотажно-навигационной информации. При этом навигационную систему, систему управления движением, систему автоматического диагностирования и электронную систему отображения информации экипажу строят на базе бортовой распределенной вычислительной сети, включающей определенный набор микро ЭВМ, контроллеров и интерфейсов межмашинной связи.
Математические модели рассматриваемой системы имеют непрерывную форму записи уравнений с характеристиками отдельных элементов. Дискретные же алгоритмы используют иную, дискретную форму представления уравнений. Поэтому при рассмотрении дискретных алгоритмов оптимальной фильтрации применительно к конкретным задачам синтеза оптимальной системы возникает вопрос о дискретном представлении полученных непрерывных уравнений. Такое представление может быть основано на эквивалентности искомой дискретной модели и непрерывной модели с экстраполятором нулевого порядка.
Функциональная схема интегрированной системы с набором аналоговых локационных и инерциальных датчиков, подключенных через АЦП к цифровому вычислителю ЦВ, в общем виде будет выглядеть следующим образом:
Цифровой вычислитель включает в себя схему фильтрации, а также логическое устройство, диагностирующее отказоустойчивость системы и вырабатывающее команды для принятия решений в случае отказа одного из датчиков. Выходной сигнал выдается в цифровой форме.
Функциональная схема цифрового измерителя показана на рис. 4.2. Представленная в цифровой форме оценка [п] является выходной величиной измерителя и далее используется при вычислениях, реализующих алгоритмы управления движением. При необходимости ее получения в аналоговом виде схема дополняется ЦАП с экстраполятором Э. АЦП могут быть функционально совмещены с датчиками, что не изменяет вида функциональной схемы, поскольку измеряемая величина (/) - принципиально непрерывная функция.
Структурная схема измерителя показана на рис.4.3, где D\(z) - дискретные передаточные функции каналов цифрового вычислителя, vAi - эквивалентные шумы квантования по уровню в АЦП, 5, - цена единиц младших разрядов АЦП;, 5Ц - цена единицы младшего разряда ЦАП. Будем полагать, что аналого-цифровые преобразователи отградуированы в единицах измеряемой величины, так что их коэффициенты передачи фактически заключают в себе коэффициенты передачи непрерывных датчиков. Шумы округления в вычислителе на схеме не отображены. Штриховой линией показана схема образования ошибки измерения, рассматриваемая как решетчатая функция времени, хотя в некоторых случаях может возникнуть задача анализа непрерывной ошибки управления [5, 35].
Видно, что интегрированный измеритель с цифровым вычислителем представляет собой многоканальный аналого-цифровой фильтр, синтез которого связан с выбором периода дискретности Г, дискретных передаточных функций D,(z), характеристик АЦП, с оценкой требований к ширине разрядной сетки вычислителя, к его быстродействию и объему памяти.
При выборе цены единицы младшего разряда АЦП необходимо обеспечить допустимые величины дисперсий составляющих ошибки измерения, вызванных шумами квантования по уровню в АЦП.
Наиболее просто определяются характеристики АЦП, стоящего в канале локационного датчика. Шум квантования в АЦП при достаточно малой цене единицы младшего разряда 51 можно считать равномерно распределенным, в связи с чем его дисперсия составит /) ,=8,/12. Ввиду широкополосного характера данных погрешностей отношение дисперсий ошибок на выходе цифрового фильтра будет практически совпадать с отношением исходных значений дисперсий.
