Содержание к диссертации
Введение
Глава 1. Общая характеристика классической бесплатформенной инерциальной навигационной системы 11
1.1 Общая последовательность одной миссии беспилотного летательного аппарата 11
1.2 Обзор навигационных систем 13
1.3 Алгоритм определения навигационных параметров бесплатформенной инерциальной навигационной системы 22
1.4 Навигационные датчики, применяемые в бесплатформенных инерциальных навигационных системах 31
1.5 Моделирование работы классической бесплатформенной инерциальной навигационной системы при использовании датчиков линейных ускорений и датчиков угловых скоростей различной точности 33
Выводы 41
Глава 2. Алгоритмы компенсации погрешностей вычислительных каналов навигационной системы 43
2.1 Алгоритм компенсации погрешностей канала вычисления скорости и координат летательного аппарата 43
2.1.1 Алгоритм компенсации текущих погрешностей канала вычисления скорости и координат летательного аппарата 48
2.1.2 Алгоритм компенсации погрешностей датчиков линейных ускорений 53
2.2 Алгоритм компенсации погрешностей канала вычисления угловой ориентации летательного аппарата 59
2.2.1 Алгоритм компенсации текущих погрешностей канала вычисления угловой ориентации летательного аппарата 62
2.2.2 Алгоритм компенсации погрешностей датчиков угловых скоростей 68
Выводы 73
Глава 3. Линейная модель вычислительных каналов навигационной системы. Структурная схема бесплатформенной инерциальнои магнитометрической адаптивной навигационной системы 75
3.1 Анализ устойчивости вычислительных каналов навигационной системы 75
3.1.1 Линейная модель канала вычисления скорости и координат летательного аппарата 76
3.1.2 Линейная модель канала вычисления угловой ориентации летательного аппарата 88
3.2 Структурная схема бесплатформенной инерциальнои
магнитометрической адаптивной навигационной системы 94
Выводы 100
Глава 4. Исследование работы бесплатформенной инерциальнои магнитометрической адаптивной навигационной системы с использованием системы компьютерного моделирования MATLAB 101
4.1 Моделирование канала вычисления скорости и координат 101
4.2 Моделирование бесплатформенной инерциальнои магнитометрической адаптивной навигационной системы 108
Выводы 119
Заключение 120
Список использованных источников
- Алгоритм определения навигационных параметров бесплатформенной инерциальной навигационной системы
- Алгоритм компенсации текущих погрешностей канала вычисления скорости и координат летательного аппарата
- Линейная модель канала вычисления скорости и координат летательного аппарата
- Моделирование бесплатформенной инерциальнои магнитометрической адаптивной навигационной системы
Введение к работе
Актуальность работы
В настоящее время представляется перспективным использование малоразмерных беспилотных летательных аппаратов (БПЛА) для выполнения задач видовой разведки.
Важным требованием, предъявляемым к самолётам разведчикам, является возможность автономного решения целевой задачи. Поэтому навигационная система (НС) летательного аппарата (ЛА) должна обеспечивать приемлемое качество определения навигационных параметров в условиях автономного полёта, когда сигналы с внешних корректирующих систем недоступны.
На данном этапе развития НС, применительно к малоразмерным БПЛА, наибольший интерес представляет бесплатформенная инерциальная навигационная система (БИНС).
БИНС аналитически рассчитывает навигационные параметры ЛА, используя сигналы с датчиков линейных ускорений (ДЛУ) и датчиков угловых скоростей (ДУС), установленных на корпусе ЛА. Процесс измерения ускорения и линейной скорости не связан ни с местом старта, ни с какими-либо устройствами, находящимися вне данного ЛА. Поэтому с точки зрения автономности БИНС пока не имеет аналогов. Современные БИНС характеризуются малыми массой и габаритами, низким потреблением электроэнергии, возможностью функционирования в жестких условиях эксплуатации и существенно меньшей стоимостью, чем их традиционные аналоги.
Основная проблемой, ограничивающей возможность применения БИНС в малоразмерных БПЛА, является низкая точность системы в долгосрочный период. Погрешности БИНС вследствие ошибок датчиков первичной информации, ошибок начальной выставки и особенностей алгоритма вычисления навигационных параметров неограниченно возрастают с течением времени. Поэтому практическое использование БИНС в автономном режиме возможно на сравнительно небольших интервалах времени.
Наиболее выгодным путём решения данной проблемы является построение БИНС на основе замкнутой многоконтурной автоматической системы коррекции.
Данная работа посвящена модернизации структуры и алгоритма вычисления классической БИНС с целью снижения погрешностей системы. Выявление и компенсация текущих погрешностей системы и погрешностей датчиков первичной информации даёт возможность значительно повысить точность БИНС, позволяет увеличить время автономного полёта БПЛА, в течение которого сохраняется приемлемое качество навигации без коррекции с системы внешних измерений. Кроме того, компенсация погрешностей датчиков в режиме реального времени позволяет использовать для построения НС относительно дешёвые малогабаритные датчики средней точности, которые рекомендуются для применения в малоразмерных БПЛА.
Таким образом работа является актуальной.
Цель диссертационной работы – разработка замкнутой многоконтурной автоматической системы коррекции погрешностей бесплатформенной инерциальной навигационной системы малоразмерного беспилотного летательного аппарата.
Для решения поставленной цели поставлены и решены следующие задачи:
разработка алгоритмов компенсации текущих погрешностей НС и погрешностей датчиков первичной информации;
анализ устойчивости замкнутых автоматических контуров НС, вывод соотношений между основными параметрами вычислительных каналов;
разработка структуры модернизированной БИНС;
проверка достоверности полученных результатов на основе полной нелинейной модели системы.
Направление исследований
Формирование нового подхода к построению бесплатформенной инерциальной навигационной системы с включением замкнутой многоконтурной автоматической системы коррекции.
Методы исследований
В работе используются методы теории систем автоматического регулирования, в том числе: методы построения статически устойчивых замкнутых автоматических систем, методы анализа устойчивости линейных автоматических систем в динамике, методы оценки качества переходных процессов систем.
Достоверность и обоснованность
Все выводы, полученные в результате теоретических исследований, подтверждены путём компьютерного моделирования построенной навигационной системы. Основные характеристики НС исследованы на основе полной нелинейной модели системы, с учётом всех возможных ограничений параметров. При анализе работы использовалась модель конкретного малоразмерного БПЛА и модель внешних воздействующих факторов.
На защиту выносятся:
- концепция построения бесплатформенной инерциальной навигационной системы с компенсацией текущих погрешностей;
- алгоритмы компенсации текущих погрешностей НС, в том числе: алгоритм компенсации погрешностей канала вычисления скорости и координат ЛА, алгоритм компенсации погрешностей канала вычисления угловой ориентации ЛА и алгоритмы компенсации погрешностей датчиков первичной информации ДЛУ и ДУС;
- полученные результаты анализа устойчивости замкнутых автоматических контуров навигационной системы;
- структура построенной бесплатформенной инерциальной магнитометри-ческой адаптивной навигационной системы.
Научная новизна диссертационной работы заключается в следующем:
- предложен новый подход к построению бесплатформенных инер-циальных навигационных систем с включением замкнутой многоконтурной автоматической системы коррекции, позволяющий снизить погрешности НС;
- разработаны алгоритмы выявления и компенсации текущих погрешно-стей вычислительных каналов НС, а также погрешностей датчиков первичной информации ДЛУ и ДУС;
- разработана оригинальная структура бесплатформенной инерциальной магнитометрической адаптивной навигационной системы (БИМАНС), по своим точностным характеристикам превосходящая классическую БИНС;
- для разработанной системы выведены соотношения между основными параметрами вычислительных каналов, оценены диапазоны возможных значений коэффициентов системы.
Практическая полезность
Практическая полезность работы заключается в том, что полученные в ней результаты позволяют создать автономную НС, по своим тактико-техническим характеристикам, превосходящую классическую БИНС.
Применение данной НС в малоразмерном БПЛА позволяет повысить точность проведения ЛА по заданному маршруту, даёт возможность БПЛА более продолжительное время действовать в автономном режиме, без коррекции с систем внешних измерений, позволяет снизить стоимость, массу и габариты БПЛА за счёт возможности применения в НС недорогих малогабаритных датчиков средней точности.
Построенная в результате исследований полная нелинейная модель НС может быть использована для последующих разработок и создания НС для БПЛА.
Реализация результатов
Результаты работы используются на головном предприятии по малоразмерным БПЛА ОАО «КБ «Луч», г. Рыбинск, при разработке и исследовании навигационно-пилотажной системы для малоразмерного БПЛА.
Апробация работы
Материалы диссертации докладывались и обсуждались на следующих конференциях:
- Всероссийская научно-техническая конференция «Моделирование и обработка информации в технических системах» – г. Рыбинск 2004 г.;
- ХХIX конференция молодых учёных и студентов – г. Рыбинск 2005 г.;
- Международная школа-конференция молодых учёных, аспирантов и студентов им. П. А. Соловьёва и В. Н. Кондратьева «Авиационная и ракетно-космическая техника с использованием новых технических решений, – г. Рыбинск 2006 г.
Публикации
По результатам выполненных исследований опубликовано 7 научных трудов. Среди них 4 статьи, в том числе одна статья в журнале, рекомендованном ВАК, и 3 тезисов докладов.
Структура и объём диссертации
Диссертационная работа состоит из введения, четырёх основных глав, заключения, списка литературы и приложения. Основная часть диссертации содержит 132 страницы текста, 41 рисунок, 3 таблицы. Список литературы содержит 81 наименование.
Алгоритм определения навигационных параметров бесплатформенной инерциальной навигационной системы
Перечисленные преимущества позволяют сделать вывод о том, что для рассматриваемого БПЛА БИНС является наиболее подходящей НС.
Однако данной НС присущ ряд недостатков, которые, на сегодняшний день, ограничивают возможности их применения в беспилотной авиации. К ним можно отнести: - необходимость использования бортовых вычислительных машин, обладающих высоким быстродействием, т. к. при алгоритмическом определении основных навигационных параметров требуется провести большой объём вычислений; - высокую стоимость датчиков, обладающих широким диапазоном измерений и приемлемой для БИНС точностью в условиях жёсткого крепления на борту объекта; - низкую точность системы в долгосрочный период.
В связи с появлением в последнее время малогабаритных высокопроизводительных ЭВМ первый недостаток не имеет принципиального значения.
Второй и третий недостатки связаны между собой. Основной причиной ошибок определения навигационных параметров БИНС являются погрешности датчиков первичной информации [19]. Акселерометры в БИНС измеряют кажущееся ускорение. Далее эти сигналы должны быть скомпенсированы с учётом гравитационного поля и ускорений Кориолиса, пересчитаны в нормальную систему координат и дважды проинтегрированы, для того чтобы обеспечить определение местоположения объекта. В результате выполнения данных операций и происходит накапливание ошибок. Погрешности БИНС вследствие ошибок датчиков первичной информации неограниченно возрастают с течением времени. Поэтому практическое использование БИНС в автономном режиме возможно на сравнительно небольших интервалах времени, порядка нескольких десятков секунд [50, 52]. Данная проблема может быть решена путём комплексирования БИНС с другими датчиками [38, 39], показания которых служат для коррекции инерциальных НС. В качестве датчиков часто применяются аэрометрические датчики, а также могут использоваться показания неавтономных НС [20-22, 48,51].
Наиболее подходящей, с точки зрения точности и возможности размещения на борту БПЛА, является спутниковая навигационная система. СНС способна обеспечивать точность позиционирования 6... 10 м в дифференциальном режиме. При этом она обладает малыми габаритами и встроенными средствами сопряжения с ЭВМ. Применение данной системы позволяет автономно решать навигационную задачу на борту БПЛА. Замер нескольких точек траектории через определённые промежутки времени (1...3 с) позволяет восстановить траекторию движения БПЛА, а также с определённой вероятностью и местную вертикаль. Знание траектории полёта и вертикали места позволит на каждом этапе полёта вводить в навигационный блок новые начальные условия и как бы начинать полёт с новой точки. В этом случае данные измерений СНС будут играть роль навигационных поправок, тем самым, предотвращая накапливание погрешности объединённой системы [49].
Тем не менее необходимо помнить, что СНС отводится роль лишь вспомогательной системы. Показания СНС могут быть недостоверны из-за погрешностей, возникающих при принятии отражённых сигналов, погрешностей эфемеридной информации, нестабильности времени потребителя и т. д. Сигнал со спутника может быть вообще недоступен из-за сложных метеоусловий или наличия радиопомех. Только БИНС обеспечивает БПЛА навигационной информацией, в то время как сигнал СНС отсутствует.
Поэтому нашей целью является снижение погрешностей БИНС в условиях автономного полёта БПЛА (когда сигналы с внешних измерителей недоступны). Необходимо добиться увеличения промежутка времени с момента потери сигнала СНС до его повторного обнаружения, в течение которого БПЛА будет способен самостоятельно решать целевую задачу.
Алгоритм определения навигационных параметров БИНС подробно описан в литературе [16].
Рассмотрим построение функционального алгоритма БИНС, если на выходе системы должны быть определены величины: ф и X - геодезические (географические) координаты точки места ЛА; Uz; h - вертикальная скорость и высота полёта над поверхностью земного эллипсоида; Ut; Uc - восточная и северная составляющие вектора путевой скорости; \j/; 0; у - углы истинного курса, тангажа и крена. В качестве основного навигационного базиса в этом случае выберем базис с ортами /в (ориентирован на Восток); jc (ориентирован на Север) и F (направлен по нормали к поверхности земного эллипсоида, опущенной из точки места ЛА) (рис. 2).
Алгоритм компенсации текущих погрешностей канала вычисления скорости и координат летательного аппарата
Для коррекции радиус-вектора Л A Lgk используется внешняя информация в виде радиус-вектора ЛА LgBH, поступающая с системы внешних измерений. Блок 15 производит вычисление вектора погрешности радиус-вектора по модулю Ahg[dXg, dYg, dZg), проекции которого определяются в соответствии с выражениями: Xg-JX-(Xgk-XgeH) dYg=Jy\Ygk-YgM) dZg=JZiZgk-ZgeH) (2.12) где JL(JX, JY, Jz) массив признаков достоверности измерений радиус-вектора. Проекции вектора погрешности радиус-вектора по модулю dLgjuL"g, dYg, dZg\ преобразуется блоком фильтрации погрешности по координатам 16 в проекции вектора фильтрованной погрешности радиус-вектора по модулю $L \dXkg, dYkg, dZkg}: dX = W 4 / dX dYkg=W .JY-dYg dZkg=W -Jz-dZg (2.13) где Wdx , lVdYk , Wdz H - передаточные функции, подобранные таким образом, чтобы подавлялись высокочастотные составляющие погрешности по координатам. В частном случае они могут быть представлены апериодическим звеном первого порядка. Вектор фильтрованной погрешности радиус-вектора по модулю dLkg \dXkg, dYkg, dZkg) поступает на блок коррекции координат 14 и блок формирования коррекции скорости по координатам 17, который вычисляет проекции вектора корректирующего воздействия на вектор скорости по координатам dVkLR{dVkXg, dVkYg, dVkZg\. dVkXg=kLVX-dXkg dVk Yg = kLVY dYkg \, " kZg L\7. " kg (2.14) где kLVX, kLVY, kLVZ - коэффициенты преобразования проекций вектора фильтрованной погрешности радиус-вектора по модулю dXkg, dYkg, dZkg в проекции вектора корректирующего воздействия на вектор скорости по координатам dVkXg, dVkYg, dVkZg.
Для коррекции вектора скорости ЛА в нормальной земной системе координат VglF , VYg, VZg\ используется внешняя информация в виде вектора скорости ЛА V , поступающая с системы внешних измерений. Блок 22 производит вычисление вектора погрешности вектора скорости по модулю dVgldVXg, dVYg, dVZg\, проекции которого определяются в соответствии с выражениями: ""xg = J\TC \ xgkv "xgim) " Уg =J\4 у YgkV YgeH) dVZg-J\7. y2gkV Vzgm) (2.15) где Jv(jrA., Jyy, Jlz) - массив признаков достоверности измерений вектора скорости. Проекции вектора погрешности вектора скорости по модулю $4%\dVXg, dVYg, dVZg) преобразуется блоком фильтрации погрешности по скорости 23 в проекции вектора фильтрованной погрешности вектора скорости dVkXg{dVXkVg, dVYkVg, dVzkVg\. dV =WdVxky I -dV urXkVg rydV4 JM шXg dVYkVg=\ -JirdVYg V (2.16) dV =WdVzkv J -dV Zg UZkVg rVdV7g J\Z иу% где WdVxxkv , Wdl m, WdyzkVg - передаточные функции, подобранные таким образом, чтобы подавлялись высокочастотные составляющие погрешности по скорости. В частном случае они могут быть представлены апериодическим звеном первого порядка. Вектор фильтрованной погрешности вектора скорости u\yg[dVXkVg, dVYkVg, dV7kVg\ поступает на блок коррекции скорости по скорости 11 и блок вычисления суммарной погрешности по скорости 18, который вычисляет вектор суммарной погрешности по скорости dVk8{ 4g, dVYkg, dVZkg}: dVkg=dVkVg+dVkLg. (2.17)
Измерение ускорения и вычисление некоррелированной скорости ЛА выполняется в связанной системе координат, а вычисление корректированной скорости и координат выполняется в нормальной земной системе координат. В этой же системе координат вычисляется и вектор суммарной погрешности по скорости dVkg . Для использования этой погрешности для коррекции канала по ускорению необходимо вектор dVkg пересчитать в связанную систему координат с использованием матрицы перехода (D") : dVCB=(D-)_,.dVkg, (2.18) где dVCB{dVXce, dVYce, dVz\ - вектор погрешности скорости в связанной системе координат.
Операцию преобразования координат выполняет блок пересчета погрешности по скорости из нормальной земной системы координат в связанную 19, при этом используются вектор угловой ориентации ЛА U, который определяет поворот связанной системы координат относительно нормальной земной.
Линейная модель канала вычисления скорости и координат летательного аппарата
Используя метод малых отклонений, в соответствии с методикой [32, 33], для линеаризации уравнений вычислительных каналов БИНС выберем опорную точку, в которой будет производиться линеаризация, разложим исходные функции в окрестности опорной точки в ряд Тейлора, выберем из этого ряда члены, определяющие только линейную часть, и из полученного ряда вычтем уравнения статики.
Так как направление полёта БПЛА не влияет на параметры устойчивости системы, то для облегчения процесса расчёта в качестве опорной траектории выберем прямолинейный равномерный горизонтальный полёт БПЛА в направлении на север. Выбранная опорная точка характеризуется следующими параметрами: "ЛЬО = 0 М/С2 "гсвО = О М/С2, «ZCBO = 0 М/С2 л-сво=40м/с, Г,св0=0м/с, FZCB0=0M/C; лсво = 0/с, ОГсв0 = 0 7с, QZCB0 = 0 7C; Yo=0\ 4 о = 0 9o= Применяя вышеуказанную методику, получим линейные модели каналов вычисления скорости и координат ЛА и угловой ориентации ЛА.
Учитывая параметры опорной точки, линеаризуем уравнения канала вычисления скорости и координат ЛА [41]. Линеаризованные уравнения каждого блока, в соответствии с рисунком 10, представлены в табл. 2.
По полученным зависимостям построим структурную схему автоматической системы, где в каждом звене будет записана передаточная функция соответствующего блока. Структурная схема канала вычисления скорости и координат ЛА представлена на рис. 12.
Анализ устойчивости системы будем выполнять для трёх случаев: для случая присутствия внешней коррекции по скорости, по координате и одновременно по координате и скорости.
При получении передаточных функций для каждого канала (канал X, Y и Z) будем учитывать следующие обстоятельства: воздействия LgBH, V , U,
Псв и связи между каналами являются внешними возмущающими сигналами, не оказывающими влияния на устойчивость основных замкнутых контуров, угловую скорость вращения Земли Q3 =7,2921-10"5рад/с, в связи с её малой величиной, при расчётах учитывать не будем.
Рассмотрим получение передаточных функций системы на примере канала X. Структурные схемы канала X с коррекцией по скорости, по координате и одновременно по координате и скорости представлены на рис. 13.
Из условий устойчивости вытекают соотношения между коэффициентами системы, по которым можно определить диапазон возможного изменения каждого коэффициента. При определении конкретных значений коэффициентов будем учитывать принятые правила построения систем управления БПЛА, которые заключаются в минимизации объёма вычислений, использовании простейших математических операций, исключении операций дифференцирования и вычисления тригонометрических функций и других математических операций, значительно увеличивающих длительность тактового интервала при вычислениях в реальном времени. Исходя из принятой концепции, коэффициенты преобразований сигналов, по возможности, выберем равными единице.
Коэффициенты преобразования проекций вектора фильтрованной погрешности радиус-вектора по модулю в проекции вектора корректирующего воздействия на вектор скорости по координатам примем ki.vx=kLVY=:kLVZ=\ (l/c), коэффициенты преобразования проекций вектора погрешности скорости в связанной системе координат в проекции вектора погрешности линейного ускорения в связанной системе координат примем KX=KY=KZ= (l/c).
Численные значения постоянных времени фильтрующих звеньев Тх, Ту, Tz и ТУХ, ТУу, Ту2 выбираются из условия эффективного подавления шумов в частотном диапазоне соответствующего канала ЛА. Чем выше значения постоянных времени, тем эффективней происходит процесс подавления высокочастотных составляющих погрешности, однако значительное повышение этих величин может привести к потере устойчивости системы. Для рассматриваемого класса малоразмерных БПЛА собственная резонансная частота ЛА как объекта управления составляет от 0,5 до 1 Гц. В этом случае верхнее значение частоты полосы пропускания фильтра не должно превышать 0,05 Гц. Численное значение постоянной времени фильтра при этом должно быть не менее трёх секунд Тп TVi 3 .
Численные значения коэффициентов усиления проекций фильтрованной погрешности радиус-вектора по модулю kLX, kLY, kLZ и коэффициентов усиления проекций фильтрованной погрешности вектора скорости кУХ, куу, к должны быть равными постоянным времени фильтров Тх, Ту, Tz и Тух, Туу, Tvz соответственно, чтобы, с одной стороны, обеспечивать замедление в настройке параметров основного контура, не превышающее одной секунды и, с другой, не привести к потере устойчивости системы. Коэффициенты блоков формирования коррекции акселерометров кп0Х, kn0Y, kn0Z и кпХк, кпУк, knZk необходимо выбирать из соображений обеспечения плавного (с наименьшим перерегулированием) переходного процесса в системе. Численные значения этих коэффициентов должны быть меньше единицы. С уменьшением значений коэффициентов переходный процесс системы становится более плавным, однако это приводит к снижению быстродействия системы. В нашем случае длительность переходного процесса не должна превышать 600 с. Этот промежуток определяется минимальным временем подлёта БПЛА к месту выполнения целевой задачи, в течение которого все датчики должны быть подстроены. Коэффициенты блока оценки присутствия погрешности крутизны характеристик акселерометров dnXce, dnYce, dnZce и блока формирования коррекции крутизны характеристик акселерометров пХик, nYuk, nZuk представляют собой усреднённые значения изменения ускорения ЛА и средние значения измеренных ускорений ЛА соответственно. Для заданного типа БПЛА их можно принять dnXce = dnYce,= dn/ce =0,5 (с2/м), пхик=Щик=п2ик=2 (м/с2).
Учитывая выше перечисленные соотношения, используя принятые численные значения коэффициентов kLVi, kni, dnice, njuk, исходя из условий устойчивости системы, оценим возможный диапазон изменения коэффициентов Т„ Тп, ки, кур кш, knik.
Моделирование бесплатформенной инерциальнои магнитометрической адаптивной навигационной системы
Основные характеристики БИМАНС исследуем на основе полной нелинейной модели системы, с учётом всех возможных ограничений параметров в звеньях. При анализе работы используем полную электронную модель системы управления малоразмерным БПЛА со стартовой массой до 50 кг, описанную в главе 1 (см. рис. 5). Осуществим моделирование в системе MATLAB [60-69].
Модель системы управления БПЛА, дополненная моделью БИМАНС и моделью датчиков первичной информации, представлена на рис. 29. Канал вычисления скорости и координат и канал вычисления углов ориентации ЛА представлены здесь блоками Coordinate и Angle, которые изображены на рис. 30 и рис. 31 соответственно.
Наша задача состоит в том, чтобы оценить погрешности определения координат, скорости и углов ориентации, измеренных БИМАНС при различных значениях погрешностей датчиков первичной информации, а также оценить эффективность компенсации погрешностей ДЛУ и ДУС.
Моделирование будем выполнять при тех же условиях полёта, как было описано в главе 1. БПЛА стартует с катапульты и выполняет полёт на высоте 100 м с постоянной скоростью 40 м/с, с углом рыскания равным 55 . Однако на этот раз длительность полёта увеличим до 1800 секунд, из которых в диапазонах от 0 до 600 с и от 1200 до 1800 с показания БИНС корректируются со спутниковой навигационной системы, а в диапазоне от 600 до 1200 с коррекция отключается.
Таким образом, мы смоделируем ситуацию, когда БПЛА стартует и в течение 10 минут подлетает к зоне выполнения целевой задачи. В этот промежуток времени информация с внешних корректирующих систем доступна. Далее, в течение последующих 10 минут БПЛА находится в зоне действия активных помех, где НС БПЛА должна полностью автономно решать навигационную задачу. После этого ЛА вылетает из зоны действия помех, и сигналы с внешних систем измерений снова становятся доступными.
Как и в главе 1, рассмотрим работу БИМАНС при использовании датчиков первичной информации различной точности. десятые доли метра. При отключении коррекции происходит накапливание погрешностей по осям X и Z. За 10 минут полёта без коррекции извне максимальная погрешность достигла 22 м. В соответствии с принятыми нормами для управления малоразмерным БПЛА, такая погрешность является приемлемой при выполнении ЛА целевой задачи.
Погрешности БИМАНС по скорости после настройки системы, занявшей около двух минут, в периоды с присутствием внешнего сигнала составляют 0,1 м/с. При отключении внешней коррекции эти погрешности увеличиваются до 0,2 м/с, однако не накапливаются, так как в БИМАНС присутствует постоянная коррекция с системы воздушных сигналов и трехкомпонентного магнитометра. При включении внешней коррекции происходит перерегулирование системы, но затем все параметры возвращаются к норме в течение пяти секунд.
Максимальные погрешности по углам тангажа и крена составляют 0,5 . Однако система выполняет плавную подстройку и компенсацию этих погрешностей в течение 3 минут. Незначительная погрешность величиной 0,3 присутствует по углу рыскания. Это объясняется тем, на самолёт действует боковая ветровая нагрузка, в результате чего самолёт движется с некоторым углом скольжения.
Очевидно, что разработанная система БИМАНС способна обеспечивать приемлемое качество навигации в течение не менее 10 минут после отключения внешней коррекции, что, при средней скорости БПЛА заданного класса 40 м/с, вполне достаточно для выполнения определённой целевой операции.
Полученных точностных характеристик позволяет добиться компенсация погрешностей датчиков первичной информации, выполняемая многоконтурной замкнутой автоматической системой.
Графики компенсации погрешностей ДЛУ и ДУС приведены на рис. 35 и 36. Из графиков видно, что во время присутствия внешнего корректирующего сигнала система выполняет компенсацию погрешностей ДЛУ и ДУС, тем самым, предотвращая резкий рост погрешностей во время автономной работы системы. Теперь рассмотрим работу БИМАНС, выбрав датчики с более худшими точностными характеристиками. Определим следующие погрешности ДЛУ и ДУС: dnx =0,15 м/с2; dnY =0 м/с2; dn7 =-0,15 м/с2, аКУ, =0,035 7с; сЮу =0,025 7с; Юг =-0,015 7с.
Такие погрешности имеют малогабаритные датчики средней точности, например микромеханические ДЛУ и ДУС, которые рекомендуются к применению в малоразмерных БПЛА.
Погрешности БИМАНС при данных значениях датчиков по координатам, скорости и углам приведены на рис. 37, 38 и 39. Графики компенсации погрешностей ДЛУ и ДУС приведены на рис. 40 и 41.
Очевидно, что погрешности БИМАНС выросли незначительно, и ЛА также сохраняет приемлемое качество навигации при использовании датчиков средней точности. Скомпенсировав погрешности датчиков в период наличия внешнего корректирующего сигнала, мы смогли устранить исходную разницу в точностях датчиков.
Таким образом, разработанные алгоритмы компенсации погрешностей датчиков первичной информации дают возможность строить НС малоразмерных БПЛА на малогабаритных микромеханических, относительно дешевых датчиках средней точности.
Выводы:
1. Разработанная БИМАНС в совокупности с системой внешних измерений обеспечивает компенсацию текущих погрешностей определения координат, скорости и углов ориентации ЛА.
2. Экспериментальные исследования показали, что разработанная структура БИМАНС позволяет сохранять приемлемое качество навигации ЛА в течение не менее 10 минут после потери внешнего корректирующего сигнала, даже при использовании навигационных датчиков средней точности.
3. Из полученных графиков видно, что оценка отдельных составляющих погрешности датчиков линейных ускорений и датчиков угловых скоростей выполняется, а их компенсация многократно снижает погрешности навигационной системы в автоматическом режиме.
В результате проведённых исследований разработана оригинальная структура БИМАНС на основе замкнутой многоконтурной автоматической системы коррекции, по своим точностным характеристикам превосходящая классическую БИНС. Использование замкнутой многоконтурной автоматической системы коррекции позволяет преодолеть главное ограничение по применению инерциальных систем навигации в малоразмерной беспилотной авиации - накапливание погрешности с течением времени. Снижение погрешностей БИМАНС происходит за счёт компенсации текущих погрешностей НС и погрешностей датчиков первичной информации (инерциальных датчиков линейных ускорений и датчиков угловых скоростей). Снижение погрешности определения координат, проекций вектора скорости и углов ориентации ЛА в разработанной БИМАНС достигается при использовании малогабаритных, относительно дешёвых датчиков средней точности, которые целесообразно применять в малоразмерной беспилотной авиации.
