Содержание к диссертации
Введение
1 Анализ функциональных возможностей измерительных приборов систем ориентации космических аппаратов 8
1.1 Назначение и состав измерительного комплекса системы ориентации космических аппаратов 8
1.2 Обзор современной гироскопии 11
1.3 История развития и современное состояние приборов звездной ориентации . 28
1.4 Сравнительный анализ звездных координаторов, солнечных датчиков и датчиков горизонта 45
1.5 Особенности функционирования систем ориентации, измерительный комплекс которых основан на звездном координаторе и гироскопе 48
2 Анализ точностных и динамических характеристик звездных координаторов 55
2.1 Основные направления развития звездных координаторов 55
2.2 Системы координат 57
2.3 Общее устройство прибора 58
2.4 Выбор основных параметров прибора 60
2.5 Точность определения направления на звезду 62
2.6 Расчет параметров ориентации 83
2.7 Сравнение теоретических расчетов и экспериментальных данных 84
3 Методики и средства исследования характеристик датчиков угловых скоростей в составе интегрированного прибора 90
3.1 Анализ ошибок дискретизации при счислении угла по показаниям датчиков угловой скорости 91
3.2 Обзор и исследование поворотных платформ 96
3.3 Трехосный новоротный стенд и его калибровка 102
3.4 Математическая модель датчиков угловой скорости и экспериментальное определение ее параметров 108
3.5 Методика определения направления осей чувствительности датчиков угловой скорости в системе координат инерциального модуля или интегрированного прибора 120
4 Алгоритм функционирования интегрированного прибора 124
4.1 Режимы функционирования звездного координатора 125
4.2 Калибровка параметров модели датчиков угловой скорости 128
4.3 Определение вращательного движения КА по показаниям звездного координатора и датчиков угловой скорости 135
4.4 Ошибки интегрирования кинематических уравнений 149
4.5 Алгоритм функционирования прибора и его аппаратная реализация 150
Заключение 154
Список литературы
- История развития и современное состояние приборов звездной ориентации
- Особенности функционирования систем ориентации, измерительный комплекс которых основан на звездном координаторе и гироскопе
- Обзор и исследование поворотных платформ
- Калибровка параметров модели датчиков угловой скорости
Введение к работе
История развития систем управления ориентацией космических аппаратов (КА) берет свое начало от ракетной техники времен Великой отечественной войны. Специалисты ракетной техники тех лет стремились создать высокоточную инерциальную систему управления, основу которой составляла прецизионная гироскопическая платформа [40]. Это направление доминировало и в США. К 70-ым годам прошлого века гироскопические фирмы довели технологию производства приборов до грани возможного. Однако системы, основанные на гироплатформах, не позволяли выполнять любые развороты и маневры КА вследствие ограничений движения в карданном подвесе. Стремление создать систему ориентации, не ограничивающую движение КА, привели к разработке бесплатформенных инерциальных навигационных систем (БИНС). В таких системах сложная механика карданного подвеса заменялась не менее сложной математикой. Реализация таких систем требовала вычислителя, математическое обеспечение которого выполняет интегрирование кинематических уравнений по показаниям датчиков угловой скорости. Начало плавного перехода от платформенных систем ориентации к БРШС в нашей стране было положено в начале 70-ых годов. Использование БИНС позволяло отказаться от сложной конструкции карданного подвеса и существенно уменьшить массово-габаритные характеристики системы управления [33, 11, 13].
Однако БИНС требовали начальной ориентации и, как любые гироскопические системы, нуждались в периодической коррекции. Поэтому неотъемлемой частью системы управления становились уже отработанные к тому времени оптические и инфракрасные астроприборы. Такие приборы позволяли определить направление на астрономические объекты: Землю, Солнце и звезды. Наибольшее распространение по пучили датчики горизонта, которые позволяли определить ориентацию двух осей КА относительно Земли. Для построения трехосной ориентации в 70-80 гг. использовались астроприборы, принцип действия которых был основан на слежении за выбранным астроориентиром и автоматическом совмещении направления оптической оси прибора с направлением на астроориентир [16, 17, 26]. С помощью таких приборов осуществлялась начальная выставка гироскопических систем и их периодическая астрокоррекция. Сложность процедуры астрокоррекции, выполнение которой прерывало решение целевой задачи КА, подталкивало технический прогресс в двух направлениях. С одной стороны, такая ситуация стимулировала разработку более высокоточных гироскопов с возможно малыми величинами собственных дрейфов. Со временем это привело к созданию целого ряда гироскопов, основанных
на различных физических принципах и обладающих различными точностными и массово-габаритными характеристиками. В другом направлении велись изыскания по созданию' более совершенных и удобных в использовании астроприборов. В результате в конце 80-х годов стали появляется первые звездные координаторы, основанные на ПЗС-матрице и способные определять трехосную ориентацию по любому участку звездного неба.
Современные модификации звездных координаторов, обладая массой в несколько килограммов, определяют ориентацию с точностью до единиц угловых секунд. В последнее десятилетие существенно повысились технические характеристики звездных координаторов, а именно увеличились частота обновления информации об ориентации и диапазон рабочих угловых скоростей За счет этого стало возможным проводить квазинепрерывную калибровку гироскопов, практически полностью, исключая их дрейф. Кроме того, на рынке начали появляться малогабаритные, относительно недорогие волоконно-оптические гироскопы и вибрационные гироскопы средней точности. В связи с этим стало целесообразным создание высокоточных компактных систем ориентации на основе непрерывно работающего звездного координатора и гироскопа средней точности. Основной задачей гироскопов в таких системах становится определение параметров ориентации и угловой скорости в периоды неработоспособности звездного координатора. Такие ситуации возможны при засветке поля зрения звездного координатора ярким небесным объектом (например, Солнцем) или при превышении величины допустимой для прибора угловой скорости КА. Как показывает практика, такие ситуации редки и имеют продолжительность не более 15 мин. Кроме того, в современных системах ориентации по показаниям гироскопов бортовая вычислительная машина осуществляет выдачу априорной информации для звездного координатора. Благодаря этому уменьшается время решения целевой задачи звездным координатором и увеличивается надежность его работы.
Построение высокоточных систем ориентации на основе непрерывно работающего звездного координатора и малогабаритного гироскопа средней точности давно стало нормой за рубежом. К примеру, по такому принципу построены системы ориентации КА ДЗЗ QuickBird и WorldVicw, на которых достигнута точность привязки элементов видеоизображения к земной поверхности 6-8 м без использования наземных ориентиров. Такие системы начали появляться и у нас в стране (КА "Рссурс-ДК", "Космос-2410", "Космос-2420", "Космос-2427"). Однако, как в России, так и за рубежом, система ориентации строится на конструктивно разделенном звездном координаторе и гироскопическом приборе. Информационный обмен между приборами требует постоянного взаимодействия с бортовой вычислительной машиной. Было бы гораздо проще, если бы постоянная взаимная поддержка двух источников информации была организована в одном интегрированном приборе. В результате этого вполне реально создать прибор массой 2-3 кг, способный определять параметры ориентации с точностью единиц угловых секунд на всех участках космического полета [5]. Интеграция позволяет оптимизировать аппаратную и программную части измерительного комплекса системы ориентации КА, а также существенно сократить количество внешних связей. Малые габариты
интегрированного прибора позволяют создавать недорогие стенды для комплексной наземной отработки его функционирования. Наземная отработка исключает ошибки алгоритмического обеспечения и повышает надежность прибора.
Интегрированные приборы уже начали появляться. В декабре 2006 года на орбиту выведен КА TacSat-2 (тактическая разведка ВВС США) с установленным на борту интегрированным прибором ISC (Inertial Stellar Compass), разработанным лабораторией им. Дрейпера [48]. В качестве гироскопа в данном приборе используются датчики угловой скорости, выполненные по технологии МЭМС. Аналогичный интегрированный прибор, с существенно более высокими точностными показателями, разработан в РІКИ РАН в рамках данной работы. Первый запуск такого прибора запланирован в проекте "Фобос-Грунт".
Следует заметить, что дальнейшее развитие системы управления КА также целесообразно вести по интеграционному пути. В частности, следующим шагом в объединении чувствительных элементов в одном приборе станет совмещение связки звездный координатор - гироскоп с приемно-вычислительным устройством систем спутниковой навигации и системой хранения времени. Первичная проработка этого вопроса показала возможность создания компактного интегрированного прибора, по сути, представляющего собой универсальный астроинерциальный Псшигациоино-измерительный инструмент, решающий задачу управления движением КА на всех этапах полета. Подобные проработки ведутся и американскими специалистами Такой интегрированный прибор в перспективе может напрямую быть совмещен с исполнительными органом системы управления движения КА. При этом исключаются временные задержки, возникающие в современных системах управления движением КА, при прохождении информации от измерительного комплекса в исполнительные органы через бортовую вычислительную машину. Бортовая вычислительная машина в таком случае может выполнять командные и диспетчерские функции.
Если рассматривать интеграционный путь развития, отчетливо видно, что вся
современная бытовая техника уже давно двигается в этом направлении. Достижения,
полученные благодаря использованию интеграционного подхода, прослеживаются
практически во всех областях техники- от микроэлектроники до автомобильной индустрии Коммуникатор размером меньше ручки, включающий вычислительное ядро с операционной системой Windows Mobile, сенсорный дисплей, телефон, фото и видеокамеру и приемник сигналов GPS сегодня не вызывает удивления. При сравнении современных уровней развития космического приборостроения и бытовой техники может показаться странным, что космический звездный прибор стоимостью десять миллионов рублей по ряду параметров находится позади среднего цифрового фотоаппарата ценой десять тысяч рублей. Такая ситуация затрагивает не только звездный прибор, а космическое приборостроение в целом, и связана с существенной разницей в размере оборотных средств между отраслями. Например, компания Nokia, производящая мобильные телефоны, имеет оборот только в России около 5$ млрд , а на США приходится до 10S млрд. Такие цифры сравнимы с бюджетом российского космического агентства, который расходуется па разработку, запуск и обслуживание десятка космических проектов, сотню организаций и тысячи
людей. Таким образом, вложения в новые разработки в корпорациях, производящих бытовую технику, определяются спросом, тогда как в космическом приборостроении - национальным валовым продуктом. Отставание уровня космической техники дает возможность предположить направление ее дальнейшего развития по аналогии с путем, пройденным производителями при разработке бытовой аппаратуры.
История развития и современное состояние приборов звездной ориентации
Звездные координаторы представляют собой оптико-электронные приборы, позволяющие определять параметры ориентации по результатам обработки снимков небесной сферы. В основе принципа действия таких приборов лежит прием электромагнитной энергии в видимой части спектра с последующим ее преобразованием и обработкой для получения информации о положении оси чувствительности прибора [17]. История развития звездных координаторов насчитывает около 40 лет [17].
В представленном параграфе изложены основные этапы развития этих приборов и технические характеристики современных образцов. Начнем с классификации звездных приборов, которая может быть выполнена по следующим признакам [26].
По степени автоматизации работы. Звездные приборы могут представлять собой автоматические устройства или ручные, в частности, секстанты, требующие участия космонавта в решение задачи определения ориентации. По принципу работы. Существуют приборы, позволяющие определять ориентацию КА путем визирования одиночных звезд, а также приборы, работающие с полем звезд При использовании приборов первого типа в составе системы управления космическим аппаратом должны находиться, как минимум, два звездных прибора. Принцип действия таких приборов основан на слежении за выбранным астроорнентиром и автоматическом совмещении направления оптической оси с направлением на этот астроориентир. В настоящее время предпочтение отдается приборам, которые в процессе своей работы регистрируют изображение группы звезд и путем дальнейшей обработки данного изображения определяют положение К А в базовой системе координат.
По месту располоэюеиия на космическом аппарате. Существуют приборы, установленные вне гермоотсека непосредственно па корпусе КА, и приборы, установленные на гироплатформе. Преимуществом первого способа расположения является возможность хорошего обзора небесной сферы и, как следствие, достижение хорошего качества изображения. К недостаткам данного метода установки относится тот факт, что угловые колебания корпуса космического аппарата влияют на точность определения ориентации, а также, то что прибор, находящийся вне защиты корпуса аппарата, подвержен влиянию радиационного излучения космического пространства. Размещение же на гироплатформе, наоборот, позволяет обеспечить высокую точность установки и дальнейшей работы прибора, но при этом сложнее становится обеспечить прибору достаточный угол обзора небесной сферы.
По рабочему диапазону длин волн. Различают приборы, работающие в видимом диапазоне и в инфракрасном диапазоне длин волн. Приборы, визирующгіе одиночные звезды История развития звездных приборов берет свое начало в 60-х годах 20 века. Первые типы приборов определяли ориентацию КА по результатам визирования одиночных звезд [17, 26, 18]. Существовало несколько модификаций подобных приборов, рассмотрением особенностей работы которых посвящен представленный раздел.
Следящий астродатчик с метапическилі модулятором. Принцип работы датчика такого типа заключается в следующем. Механический модулятор путем модуляции светового потока обеспечивает анализ положения изображения выбранного астроориентира в поле зрения прибора. Приемник лучистой энергии преобразует оптический сигнал в электрический, который благодаря наличию механического модулятора содержит информацию о величине и направлении отклонения оптической оси прибора от направления на астроориентир. Задачей датчика, который размещен в кардановом подвесе, является совмещение данных направлений, что достигается путем формирования управляющего сигнала и воздействия на исполнительные органы, размещенные на осях карданного подвеса. В качестве приемников лучистой энергии в следящих астродатчиках могут использоваться фотоэлементы, фотоумножители, фотодиоды, фототриоды и подобные устройства [20].
Астродатчики с телевизионной разверткой изображения. С целью исключения из состава приборов элементов с механическим движением, которые понижали надежность системы астронавигации и ориентации в целом, были разработаны датчики с телевизионными передающими трубками в качестве чувствительных элементов. Такие датчики использовались как в следящих системах, так и в системах, работающих в измерительном режиме и не содержащих замкнутого контура. Прибор выполняет электронное сканирование поля зрения синусоидальным растром до захвата звезды. Сигнал угловой ошибки между направлением на звезду и направлением оптической оси используется для совмещения этих направлений. Когда звезда находится близко к оптической оси, происходит переключение развертки с режима захвата на режим слежения с резким уменьшением диаметра развертки, что способствует повышению отношения сигнал/шум. К такому типу устройств относится следящий датчик, разработанный фирмой «Хайкоп» в середине 60-х годов. Датчик позволял работать со звездами до +3-й звездной величины, при этом средняя квадратическая ошибка (СКО) направления на звезду при слежении за звездой +3-й звездной величины составляла 12 угл.с [37].
Астродатчики на основе волоконной оптики. Эти типы приборов используют волоконно-оптические элементы, что позволяет исключить из схем их построения крупногабаритные вращающиеся детали и устройства. С помощью волокон можно передавать растровое изображение, для которого разрешающая способность определяется размером волокон. Применение оптических волокон дало возможность производить разбивку изображений по некоторому заданному закону, изменять размеры изображения, кодировать изображения, передавать информацию в цифровой форме [19].
Вообще говоря, существует большое число разновидностей приборов, работающих с одиночным астроориентиром, отличающихся друг от друга элементным составом и функциональными схемами работы [17, 26, 18, 39]. Здесь были приведены лишь общие сведения о разновидностях таких приборов и принципах их работы.
Приборы, использующие информацию от одиночных звезд, применялись в систехмах управления КА в основном на начальных этапах развития космонавтики. В 60-х - 70-х годах 20 века в системе ориентации советских космических аппаратов, входящих в состав программы изучения Марса, а также на многих космических анпараои производства США - Lunar Orbitcr, Surveyor, Pioneer, Mariner, Viking и др. использовались так называемые датчики Канопуса [26, 15]. Канопус - звезда южного полушария неба, не видимая на наших северных широтах. Ее избрали в качестве опорного астроориентира, потому что это вторая по яркости звезда небосвода и, к тому же, расположенная вблизи полюса эклиптики. Датчики Канопуса использовались для определения ориентации совместно с солнечными датчиками. При этом сначала происходила ориентация КА на Солнце, а затем для поиска звезды КА придавалось вращение относительно оси направления на Солнце. Точность выходной характеристики угловой ошибки датчика, применяемого на КА Surveyor, составляла 0,1. при угле сканирования - 2. На Маппег-4 использовался датчик, максимальная ошибка которого (Зет) составляла 0,186 [37]. Помимо Канопуса, в качестве опорной звезды также использовались другие яркие звезды - Сириус, Полярная звезда, Вега. К примеру, в состав системы ориентации американского спутника ATS входил звездный прибор, направленный на Полярную звезду. Существовали варианты системы ориентации, базирующейся на использовании двух датчиков, применяемых для одновременного визирования Капопуса и Беги, расположенных в противоположных направлениях на небесной сфере. На американской орбитальной астрономической обсерватории ОАО использовалась система, состоящая из 6 звездных следящих датчиков, расположенных по два относительно каждой оси и направленных в противоположные стороны.
Особенности функционирования систем ориентации, измерительный комплекс которых основан на звездном координаторе и гироскопе
Для более детального понимания функционирования систем ориентации, измерительный комплекс которых включает звездный координатор и гироскоп, рассмотрим вопрос возникновения нештатных ситуаций. Под нештатной ситуацией будем понимать временную потерю работоспособности звездного координатора вследствие превышения угловой скоростью КА допустимой для прибора величины или засветки его поля зрения ярким небесным объектом - Солнцем, Землей, Луной или космическим мусором.
Гораздо более длительные потери ориентации могут возникать при попадании в Попытаемся проанализировать нештатные ситуации с точки зрения времени потери работоспособности звездного координатора. Будем считать, что допустимая угловая скорость прибора составляет w=lград/с, а угол боковой засветки бленды равен 30. В случае движения К А в худшем для звездного координатора случае с угловой скоростью \у=1град/с время потери ориентации рассчитывается как t=a/w, где t - время в с, а - угол поворота в град. Таким образом, за 1 мин КА может развернуться на 60, что является предельной величиной угла разворота при маневре.
поле зрения прибора Солнца. Время засветки во многом определяется динамикой КА и его орбитой. Так, высокоорбитальные КА связи обычно двигаются вблизи плоскости эклиптики (см. рис. 1.28) и не осуществляют маневров [42]. На таких КА при их ориентации в надир возможно такое расположение звездных координаторов, при котором их поля зрения никогда не будут засвечены Солнцем. Плоскости орбит низкоорбитальных КА могут иметь большие углы наклонения. Кроме того, такие КА (большая часть из которых КА ДЗЗ) могут совершать маневры на значительные углы. Таким образом, в общем случае, на низкоорбитальных КА в принципе невозможно расположить звездный координатор так, чтобы он не был засвечен Солнцем. Однако на низких орбитах угловая скорость при ориентации К А в надир составляет около 0,07 град/с, т.е. время засветки не превышает 15 мин.
Такой ориентировочный расчет подтверждается практикой эксплуатации звездных приборов на КА "Космос-2410", "Космос-2420" и "Ресурс-ДК". На рис. 1.29 представлена траектория К А, при которой произошла засветка прибора БОКЗ-М. Длительность нештатной ситуации в данном примере составляет 15 мин. Опыт эксплуатации приборов БОКЗ на геостационарных КА "Ямал" показывает, что действительно при ориентации КА в надир засветка звездных координаторов Солнцем, Землей или Луной не наступает на протяжении всего годичного цикла.
Однако для высоких орбит характерно накопление на них космического мусора, присутствие которого периодически регистрируется приборами БОКЗ на КА "Ямал". Пример частицы искусственного происхождения, попавшей в поле зрения звездного координатора, показан на рис. 1.30. Такие частицы могут быть причиной возникновения нештатных ситуаций
Построение систем ориентации, функционирующих по изложенному алгоритму, представляется нерациональным по целому ряду причин. Во-первых, выполнение процедуры астрокоррекции путем придания определенного движения КА является неудобным, т.к. прерывает решение целевой задачи КА. Во-вторых, следует понимать, что наиболее точные измерения параметров ориентации на протяжении всей трассы полета производятся по показаниям звездного координатора в момент астрокоррекции. Дальнейшее определение параметров ориентации по показаниям гироскопов приводит к накоплению ошибки. В-третьих, измерительный комплекс систем ориентации, основанный на высокоточных гироскопах, имеет значительные габариты и может иметь массу 50 кг и более. Стоимость такого комплекса может составлять до 50% от стоимости всего КА.
В последнее десятилетие существенно повысились технические характеристики звездных координаторов, а именно увеличились частота обновления информации об ориентации и диапазон рабочих угловых скоростей. Кроме того, на рынке начали появляться малогабаритные, относительно недорогие гироскопы средней точности. В связи с этим стало целесообразно создание высокоточных компактных систем ориентации на основе непрерывно работающих звездного координатора и гироскопа средпей точности. Функционирование таких систем ориентации основано на постоянной совместной обработке данных измерений двух источников информации. Благодаря высокой частоте работы звездного координатора стало возможным проводить квазинепрерывнную астрокоррекцию гироскопов при любом движении КА. Такая астрокоррекция позволяет значительно повысить точность оценивания показаний гироскопа. При штанной эксплуатации звездного координатора возможно практически полное исключение дрейфа гироскопа. При этом предельная точность системы ориентации определяется только случайным блужданием гироскопа. Главной задачей для гироскопов стало измерение параметров ориентации при высоких угловых скоростях движения и при засветке звездного координатора. Как показывает анализ нештатных ситуаций, периоды работы гироскопа без астрокоррекции имеют продолжительность не более 15 мин.
Подобная схема построения систем ориентации давно стала нормой за рубежом. На КА ДЗЗ Orbview-4 достигнута предельная на сегодняшний день разрешающая способность 0,41 м. На этом КА используются ВОГ, имеющие случайное блуждание 0,005 град/ч1 2, что значительно хуже характеристик высокоточных гироскопов, традиционно применяемых па российских КА. Компания Surrey использовала на микроспутнике ДЗЗ BILSAT-1 в качестве основного элемента системы ориентации микромеханические гироскопы с дрейфом 3 град/ч и два звездных координатора. На этом КА установлена съемочная система разрешающей способностью 4 м. Как показывает практика использования КА ДЗЗ "Ресурс-ДК", возможно нормальное функционирование съемочной системы с разрешающей способностью 1-2 м и ее наведение по показаниям звездного координатора и гироскопа с дрейфом около 1 град/ч.
Опыт эксплуатации приборов БОКЗ па КА связи "Ямал" показывает, что для решения задачи поддержания ориентации высокоорбитальных КА в надир достаточно одних звездных координаторов. В системах ориентации таких КА рационально использовать малогабаритные гироскопы низкой точности, обеспечивающие поддержку звездных координаторов только в случаях возникновения нештатных ситуаций для звездного координатора. В штатных режимах эксплуатации звездного координатора определение параметров ориентации КА целесообразно проводить только по показаниям ЗК.
Итак, применение алгоритма функционирования системы ориентации, в котором звездный координатор используется в непрерывном режиме, позволяет использовать более грубые, но и более легкие и компактные гироскопы. Преимущества такого подхода очевидны - снижаются масса, габариты, энергопотребление, а главное- стоимость измерительной системы ориентации КА. При этом точностью и динамические характеристики практически не меняются, если их сравнивать с системой ориентации, в которой звездный координатор функционирует только как астрокорректор.
Обзор и исследование поворотных платформ
Исследование датчиков угловой скорости или инерциальных модулей сопряжено с использованием динамических стендов, способных осуществлять повороты в широком диапазоне углов и скоростей. Таким образом, на следующем этапе подготовки к испытаниям датчиков угловой скорости необходимо произвести выбор и исследование динамических стендов и платформ.
Одноосные динамические стенды данных производителей обеспечивают высокую точность измерений угла поворота стола и высокую стабильность его угловой скорости в широком диапазоне температур. Фирма Acutronics, в том числе, производит стенды, в которых поворотный стол располагается внутри термокамеры (рис. 3.8). Стоимость подобных стендов начинается от 100 тыс. евро. Кроме того, данные фирмы выпускают двух-трехосные поворотные платформы, которые удобны при отработке функционирования и калибровке инерциальных модулей и интегрированных приборов (рис. 3.8). Стоимость таких стендов начинается от миллиона евро.
Наиболее высокими точностными и динамическими характеристиками при угловых скоростях до 10град/с и угловых ускорениях до 50град/с2 обладают поворотные платформы с двигателем постоянного тока, передающие крутящий момент червячной передачей. В табл. 3.3 представлены характеристики платформ с различным приводом фирмы PI Polytec Group.
Поворотная платформа фирмы PI Polytec Group M-062.DG Ориентировочная стоимость платформ с двигателем постоянного тока, передающим крутящий момент червячной передачей, различных фирм представлена в табл. 3.4. Наименьшую стоимость за платформу выбранного типа предлагает фирма Thorlabs, однако, но отзывам пользователей и поставщиков оборудования, продукция этой фирмы имеет невысокую надежность и отмечались неоднократные случаи се возврата.
Программное обеспечение позволяет считывать угловое положение с платформы с заданной частотой. По полученным данным об угловом положении платформы вычисляется угловая скорость и ускорение. Для оценки точности определения углового положения платформы она устанавливалась на гониометр. К поворотной плите платформы крепилось зеркало, так чтобы угол между направлением нормали к отражающей поверхности зеркала и осью вращения платформы был близок к 90. Юстировкой гониометра достигалось совмещение оси вращения платформы с осью вращения гониометра. Таким образом, отраженное коллимационное пятно оставалось в поле зрения гониометра при любом угле поворота платформы. После ряда замеров углов разворота по показаниям гониометра и поворотной платформы было установлено, что платформы имеют систематическую ошибку измерения. Эта ошибка сохраняет свою величину при одних и тех же значениях считанного значения угла с платформы. График систематической ошибки, измеренной с шагом 5, показан на рис. 3.11. Как видно, величина систематической ошибки не превышает 100 угл.с.
Полученный результат позволяет аппроксимировать величину систематической ошибки кусочно-определенной функцией, аргументом которой выступает считанный с платформы угол. Вычитая из полученного от платформы кода данную функцию, можно исключить систематическую ошибку измерения. После процедуры компенсации систематической ошибки остаются случайные погрешности измерений, с.к.о. которых не превышают 2 угл.с. Заметим, что эта величина соизмерима с точностью измерения углового разворота гониометром. которое сбрасывается после снятия питания. Для решения этой проблемы были использованы щелевые оптроны и маска, расположенная на поворотном диске платформы (см. рис. 3.12). При прохождении маски через оптрон, им формируется сигнал, который посредством последовательного интерфейса передается в ПК стенда и инициирует программный сброс нуля платформы. Эксперимент показал, что при движении платформы со скоростью 30-60 угл.с/с ошибка выставки нуля не превышает 5-10 угл.с. В программном обеспечении управления платформой были реализованы функции автоматической выставки нуля платформ и компенсации ее систематической ошибки. В результате перечисленных мероприятий с.к.о. ошибки определения углового положения по показаниям платформ было доведено до 5 угл.с, что вполне приемлемо для испытания датчиков угловой скорости низкой и средней точности.
На следующем этапе создания испытательного оборудования в рамках данной работы был разработан трехосный поворотный стенд (рис. 3.13) для исследования датчиков угловой скорости, а также калибровки и отработки функционирования инерциальных модулей и интегрированных приборов.
Поворотные платформы производства фирмы РІ предусматривают сетевое подключение, как это показано на рис. 3.14. Таким образом, для управления стендом требуется ПК с одним интерфейсом RS-232. Программное обеспечение стенда выполняет адресное управление каждой из поворотных платформ. По считанным данным с платформ программное обеспечение стенда рассчитывает матрицу ориентации системы координат посадочного места прибора в системе координат стенда.
В состав стенда включен также блок защиты. Данный блок связан с щелевыми оптронами узлов приводов (рис. 3.14). Маска узла привода определяет границы движения поворотной платформы. При прохождении непрозрачной части маски через щелевой оптрон 2 блок защиты разрывает цепь питания поворотных платформ. Благодаря этому исключается возможность механических повреждений стенда и испытуемого на нем прибора. Блок имеет возможность выключения функции защиты, и тогда движение стенда ограничивается только длиной кабелей питания поворотных платформ.
Для того чтобы связать систему координат посадочного места прибора с системой координат стенда, необходимо однозначно определить положение осей вращения каждой из поворотных платформ. Представим, что на рис. 3.13 показано положение стенда при нулевом угле поворота всех платформ. (В дальнейшем будем называть это положение стенда нулевым).
Методика калибровки стенда основана на совместной обработке показаний поворотных платформ и звездного координатора, работающего по ночному небу. . Перед _иачалом_ка л ибровки_ на .стенд устанавливается звездный координатор.. Ось X системы координат стенда совмещается с направлением на север, а ось Z выставляется параллельно вектору местной вертикали. Поворотные платформы узлов привода 1 и 3 приводятся в нулевое положение, а платформа узла привода 2 поворачивается на 90. При этом направление визирования звездного координатора выставлено в надир (приблизительно). Обратим внимание, что звездный координатор измеряет параметры ориентации в инерциалыюй системе координат. Поэтому даже прибор неподвижный в системе координат стенда, перемещается в инерциальной системе координат вследствие вращения Земли. Таким образом, приходится определять параметры ориентации системы координат стенда в инерциальной системе координат. Это довольно просто сделать, зная координаты точки на земной поверхности, в которой проходят измерения, а также звездное время на момент середины экспонирования. Вследствие этого ПК КИА звездного координатора должен иметь возможность синхронизации времени с помощью приемника спутниковой навигации. Заметим, что точность определения времени в 0,1 с приводит к ошибке углового положения в инерциальном пространстве в 1,5 угл.с.
Калибровка параметров модели датчиков угловой скорости
Как было показано в предыдущей главе, основная часть шума датчика угловой скорости присуща смещению нуля, который может изменяться со временем. Масштабный коэффициент и термокомпенсационная функция значительно более стабильны, однако также подвержены изменению вследствие воздействия космической радиации. Поэтому параметры модели датчиков угловой скорости необходимо непрерывно калибровать по показаниям звездного координатора.
На каждом такте измерений звездного координатора, которому соответствует время tfc, известен кватернион ориентации приборной системы координат в инерциальной qfc. Далее найдем проекции вектора 5к на чувствительные оси датчиков угловой скорости. Пусть направления осей чувствительности датчиков угловой скорости в системе координат прибора задаются векторами тг, 1=1,2,3. Компоненты этих векторов есть проекции единичных векторов, коллинеарных чувствительным осям датчиков угловой скорости, на оси приборной системы координат xyz.
Получая набор измерений Ьгк (k=N, N-l,..N-f) используем оконный фильтр с равными весовыми коэффициентами для нахождения оптимального оценивания Ь. По сути, этот фильтр отыскивает математическое ожидание случайной величины 6 на интервале t -/--- tff. Покажем оптимальность такого метода фильтрации на следующем примере. Запишем сигнал с датчика угловой скорости ADIS16250 при неподвижном основании, т.е. w=0. Тогда, согласно (4.1), U = b(t). Предположим, что на протяжении достаточно большого промежутка времени имеется сторонняя информация об угловой скорости w 0 (от звездного координатора). На протяжении этого промежутка времени отыскиваем оценку b с использованием некого фильтра. В момент времени t сторонняя информация пропадает на период времени Т (неработоспособность звездного координатора). Встает задача поиска углового положения по измерениям датчика угловой скорости на промежутке времени от t до L+T. При этом реальная угловая скорость остается неизменной и равной нулю.
В данном примере рассматривалась потеря работоспособности звездного координатора на период времени Т=600 с. При этом длина оконного фильтра равнялась /=300 с. Оказалось, что при такой длине фильтра достигается минимальная величина с.к.о. ошибки углового положения a(t+T), вычисленного по показаниям датчиков угловой скорости. В табл. 4.1 показаны величины с.к.о. угловой ошибки a(t+T) при различных временах Т и длинах фильтра/.
Вследствие этого целесообразно проводить калибровку измерений но следующему алгоритму. Запоминать измерения 6 в интервале k=N, N-1,...,N-/боо, обеспечивающем оптимальную фильтрацию для 7=600 с. Однако при работе звездного координатора в оконном режиме, когда Т=1 с, использовать в обработке не все измерения, а только порцию k=N, N-l,...,N-fl. При потере работоспособности звездного координатора в обработку берется все большее количество хранящихся в памяти измерений bik, т.е. / меняется со временем, прошедшим с момента последнего измерения звездным координатором.
Теперь рассмотрим ситуацию, при которой условие (4.2) не выполняется, как минимум, два раза подряд и становится возможным определение как масштабного коэффициента, так и смещения нуля. Новые измерения Ьгк добавляются в массив данных, определенный на предыдущих шагах измерения, и фильтруются оконным фильтром по предложенной выше методике. Значения кгк образуют свой банк данных, который также фильтруется оконным фильтром длиной h. Считая масштабный коэффициент плавной и медленно меняющейся величиной, длину фильтра h можно выбирать достаточно большой. Очевидно, чем больше величина h, тем точнее можно оценить значение масштабного коэффициента. Зависимость точности оценивания масштабного коэффициента в зависимости от длины фильтра при среднем угловом ускорении 2 угл.мин/с2. Чтобы сократить требования к памяти, предлагается использовать многокаскадный фильтр. Суть однокаскадного фильтра заключается в следующем. После получения п\ измерений масштабного коэффициента, производится вычисление его среднего значения. Данное значение запоминается, а массив из пі текущих измерений обнуляется и заполняется заново. Запоминается по средних значений масштабных коэффициентов. Данный массив обновляется после получения очередного значения среднего. Оценка масштабного коэффициента есть среднее из г?2 средних значении. В качестве примера в данной работе использовался двухкаскадный фильтр, требующий 30 ячеек памяти (щ= ті2= пз=10). Эффективность данного фильтра эквивалентна обычному оконному фильтру длиной в 1000 элементов памяти.
В случае выполнения этого условия создается временный банк данных, в который записываются данные измерений температуры 7 и смещения нуля 6. Длина данного банка определяется количеством выполненных подряд условий (4.3). В случае, если длина банка меньше заданного числа R, то он не берется в рассмотрение. Если время нагрева или охлаждения достаточно велико, то записанные данные аппроксимируются методом наименьших квадратов полиномом второй степени а{Г2-\-а2Т2 + ач. Каждый j-ый банк данных позволяет определить коэффициенты ащ, a,2ij н a,3ij. Используя набор коэффициентов ащ, a2ij (j=l,...,J) в оконном фильтре длиной J, находим среднюю термокомпенсационную функцию, которая в момент времени tk имеет вид аикТ2 + а2ікТ + Ьік Перечисленные алгоритмы квазинепрерывной калибровки позволяют существенно повысить точностные характеристики датчиков угловой скорости. В главе 3 показано, что нестабильность нуля датчиков ADIS16250 составляет 340град/ч. Таким образом, с.к.о. ошибки углового положения, накопленной при интегрировании сигнала датчиков угловой скорости в течение 10 мин, должна была составлять 60. Благородя калибровке по показаниям звездного координатора данная величина составила 6, т.е. уменьшилась в 10 раз.
Обратим внимание, что квазинепрерывная калибровка практически полностью исключает систематические ошибки датчиков угловой скорости. Поэтому при обработке показаний с датчиков на коротких промежутках времени приходится иметь дело со случайным шумом, математическое ожидание которого известно. С.к.о. интеграла этого шума увеличивается со временем интегрирования. Ошибки измерений параметров ориентации звездным координатором не меняются со временем, однако увеличиваются пропорционально угловой скорости. Кроме того, оптический прибор неравноточен относительно осей своей системы координат. В табл. 4.3 представлены величины с.к.о. ошибок измерений углового поворота (угл.с) звездным координатором (при малой угловой скорости) и датчиками угловой скорости. Как видно, точность измерения угла поворота датчиками угловой скорости SirraOl и ВГ910 на коротких интервалах времени соизмерима с точностью звездного координатора.
