CC BY
92
ВОЕННЫЕ НАУКИ
АНАЛИЗ НЕКОТОРЫХ СПОСОБОВ ВЫСТАВКИ ИНЕРЦИАЛЬНЫХ НАВИГАЦИОННЫХ СИСТЕМ_
Ключников Алексей Игоревич
старший инженер-испытатель войсковой части 75106
г. Мирный Маков Сергей Александрович
старший инженер-испытатель войсковой части 75106
г. Мирный
ANALYSIS OF SOME METHODS OF THE EXHIBITION OF INERTIAL NAVIGATION
SYSTEMS.
Klyuchnikov Alex
Senior Test Engineer of the military unit 75106
Mirny Makov Sergey
Senior Test Engineer of the military unit 75106
Mirny
АННОТАЦИЯ.
В данной статье проведен анализ способов выставки инерциальных навигационных систем, подчеркнута актуальность использования бесплатформенных инерциальных навигационных систем (БИНС) в составе систем управления (СУ) ракет-носителей (РН) легкого класса, сформулированы требования к точности выставки БИНС, проблемные вопросы в этой области и намеченные пути их решения.
ABSTRACT
In this article, we analyze the ways of the exhibition of inertial navigation systems, emphasize the relevance of the use of strapdown inertial navigation systems (SINS) as part of control systems for light carrier rocket, formulate requirements for the accuracy of the SINS exhibition, problematic issues in this field and the planned ways of their solution.
Ключевые слова: ракета-носитель, выставка бесплатформенной инерциальной навигационной системы.
Keywords: launch vehicles, the exhibition of strapdown inertial navigation systems.
Актуальным направлением дальнейшего раз-
Ведущие технически развитые государства рассматривают космические средства как важнейший элемент обеспечения боевых действий и применения современного оружия, в том числе и высокоточного оружия (ВТО).
Активное использование космического пространства в военных целях обеспечивает контроль другими странами космического пространства, а также суши, акваторий морей и океанов Земли; получение полной и достоверной информации о противнике в масштабе времени, близком к реальному, и оперативное доведение ее до всех органов управления и элементов войск (сил); развертывание сил и систем ВТО, способствующих достижению военных целей с минимальными потерями и минимальным ущербом для гражданского населения и окружающей среды [6].
С учетом вышеизложенного можно сделать вывод о том, что эффективность выполнения стоящих перед вооруженными силами задач радикально зависит от возможности использования космического пространства в военных целях. Для реализации этой эффективности несомненно важна роль средств выведения.
вития ракетно-космической техники является создание ракет-носителей легкого класса. Необходимость создания таких носителей вызвана, с одной стороны, стойкой тенденцией уменьшения массы космических аппаратов (КА) [8], с другой — высокой стоимостью запусков КА на околоземные орбиты с разным наклонением с помощью РН, имеющих в основном избыточную мощность.
Одним из перспективных направлений решения этой проблемы является замена в составе СУ РН платформенных инерциальных навигационных систем на бесплатформенные. Помимо меньших стоимости, массы, размеров и энергоемкости СУ, к преимуществам такой системы следует отнести существенное упрощение их механической части, компоновки, отсутствие ограничений по углам разворота, повышение универсальности системы, так как переход к определению тех или иных параметров навигации осуществляется алгоритмически, а также упрощение решения задачи резервирования. Вместе с тем при всех перечисленных положительных факторах на сегодняшний день величины погрешностей БИНС превышают величины погрешностей традиционных платформенных СУ. В этой связи возникает вопрос о построении гибридных
СУ, имеющих одновременно хорошие точностные и эксплуатационные характеристики. Так же острым проблемным вопросом практического применения БИНС в составе СУ остается вопрос начальной выставки, этот факт отмечен в литературе таких авторов как С.В.Соколов, В.А.Погорелов, Г.Н.Разоренов, Э.А.Бахрамов [12,10].
При бесплатформенной схеме построения системы ориентации датчика размещаются непосредственно на корпусе подвижного объекта или монтируются в блоки, которые затем жестко укрепляются на нем. Поэтому под начальной выставкой БИНС понимают геометрический способ согласования приборной системы координат, а, следовательно, и системы координат, связанной с корпусом подвижного объекта, с осями стартовой системы, определенным образом ориентированной в азимуте относительно осей географической системы, либо аналитический метод определения параметров ориентации, характеризующих начальное положение осей приборной системы координат относительно географической системы.
Не рассматривая подробно первый способ, отметим, что его техническая реализация при высоких требованиях к точности и времени процесса выставки очень сложна. Поэтому наиболее перспективным методом выставки в настоящее время является аналитический способ [9].
Наиболее важными из описанных в литературе являются следующие способы выставки: выставка вертикали, гирокомпасирование, выставка по звездам, способ фиксированного азимута, векторное согласование, согласование углов кардановых подвесов, оптическое согласование [5].
Каждый из этих способов выставки построен на принципе измерения какой-либо определенной векторной величины. Вероятно, наиболее существенное отличие одного способа от другого и состоит в различии природы измеряемых векторов.
Все методы выставки сводятся к определению взаимной ориентации двух координатных систем на основе измерения по крайней мере двух некол-линеарных векторов. Различные методы выставки отличаются друг от друга только способами аппаратурной реализации этих измерений.
Взаимное положение систем координат определяется углом конечного поворота, который выражается через другие обычно применяемые параметры вращения. Определенный интерес имеют результаты по представлению величины угла конечного поворота в виде функции углов Эйлера-Крылова и углов между соответственными осями систем координат.
В настоящее время для начальной выставки РКН «Рокот» используется система прицеливания 14Ш19 совместно с системой управления, предназначенная для осуществления азимутального ориентирования трехстепенного гиростабилизатора в секторе ± 180 °, а также определения азимута базового направления при подготовке к пуску ракеты-носителя легкого класса космического назначения «Рокот» на космодроме Плесецк.
Прицеливание изделия системой 14Ш19 совместно с аппаратурой заключается в автоматическом наведении рабочей грани многогранной призмы (МП) перпендикулярно базовому направлению и выдаче донесения о величине углового рассогласования между нормалью к рабочей грани и базовым направлением, которое используется в алгоритме СУ на момент точного приведения [4].
С использованием системы прицеливания 14Ш19 точность выставки вертикали составляет 3 угл. мин., точность выставки азимута - 3 угл. мин., данные величины будем рассматривать как исходные данные для точности выставки БИНС.
Способы приборной реализации БИНС можно условно разделить на следующие типы: БИНС, построенные с использованием шести пространственно распределенных акселерометров; БИНС на основе трех одноосных гиростабилизаторов (ОГС); БИНС на основе трех акселерометров и трех датчиков угловых скоростей (ДУС) [7].
Совершенствование гироскопов на новых физических принципах и, прежде всего, лазерных гироскопов (ЛГ) вызвало бурное развитие БИНС третьего типа, который на сегодняшний день является наиболее перспективным вариантом построения НС подвижных объектов. Преимуществом НС, построенных на основе трех акселерометров и трех ДУСов, является возможность, с одной стороны, использовать чувствительный (ЧЭ) с потенциально возможной на сегодняшний день точностью измерения, а с другой, - исключить погрешности, вызванные уходами одноосных гиростабилизаторов. Таким образом, данный тип БИНС нашел самое широкое применение в навигации современных подвижных объектов [12].
Очевидно, что при разработке перспективной СУ РН необходимо использование БИНС, что позволит минимизировать приборный состав, уменьшить габариты, массу и энергопотребление, что в свою очередь приведет к снижению стоимости запуска.
Для построения БИНС был проведен анализ существующих акселерометров, который показал, что унифицированные приборы измерения приращения кажущейся скорости для построения БИНС перспективной ракеты-носителя легкого класса могут быть построены на базе имеющихся измерителей параметров движения. В частности, большой интерес представляют макромеханические акселерометры компенсационного типа, например, серии «ДА», а также интегральные, например, серий «А» и «АТ». По сравнению с другими аналогичными по назначению приборами они имеют малые МГХ, высокую надежность, низкое энергопотребление и приемлемую стоимость. Расширение диапазона измеряемых ускорений позволит использовать их в БИНС перспективной ракеты-носителя легкого класса.
Для расчета параметров чувствительного элемента маятникового интегрального акселерометра АТ1104 была использована методика, изложенная в работе [11], проведено моделирование работы маятникового акселерометра и вычислена крутизна
выходной характеристики по току, которая составила 1,14 10-3 A/g, что соответствует характеристике реального прибора [1].
Представим модель помех акселерометров, используемых в БИНС, в виде выражения:
Wa=aw+Ka (1)
где aw - смещение нуля акселерометра, К - величина отклонения масштабного коэффициента от номинального значения, а - вектор измеряемого ускорения. При статическом анализе погрешности начальной выставки БИНС представим смещение нуля и величину отклонения масштабного коэффициента в виде стационарного нормального процесса с экспоненциональной корелляционной
функцией, имеющей достаточно большую постоянную времени, в диапазоне, указанном в технических характеристиках на акселерометр АТ1104 [12, 2].
Рассмотрим автономный способ начальной выставки БИНС на подвижном относительно Земли основании. В данном случае входной измерительной информацией являются ускорение силы тяжести для акселерометров и угловая скорость суточного вращения Земли для ДУС. Допустим, в начальный момент времени РН занимает произвольное положение относительно географического трехгранника OXgYgZg, определяемое углами уо, 00, у0 (рис. 1). Углы у0, в0, у0 являются искомыми для решения задачи начальной выставки.
Рисунок 1. Взаимное положение связанного и географического трехгранников в начальный момент
времени
Пользуясь рис. 1, найдем проекции вектора ускорения силы тяжести на оси связанной системы координат:
0 0 = arcsin
Sx_ g
gx о g • sin 0 о
gY = A • g = g • cos y о • sin 0о (2)
gz о -g •sin Уо •sin 0о
Уо = arctg
.gz.
gY
(3)
(4)
где £г, - проекции вектора ускорения силы тяжести на оси связанной системы координат. Пользуясь показаниями акселерометров, нетрудно найти начальные углы тангажа и крена:
где 00, у0 - начальные значения углов тангажа и крена. Из выражений (3-4) видно, что из сигналов акселерометров невозможно найти ориентацию ЛА в азимуте (по углу у о). Для определения начального угла рыскания привлечем сигналы ДУС:
©X U r UГ-cos0о • cosуо + Ub • sin0о
©Y = A • UB = UГ•(-cosуо • cosуо • sin0о + sinуо • sinуо) + Ub • cosуо • cos0о . (5)
©Z о U Г sin Уо • cos уо • sin 0о + cos уо • sin уо )-Ub -sin уо • cos 0о
где юх, юг, юг - проекции угловой скорости суточного вращения Земли на оси связанной системы координат. Начальное значение угла рыскания может быть получено по сигналу одного продольного
ДУС и найденному
формуле (3) углу тангажа во. Из (5) следует:
по
= arccos-
©
X
sin 0о-Uâ
Us •cos0о
= arccos
©X - U • sin 0о • sin ф U • cos ф- cos 0о
(6)
где у о - начальное значение угла рыскания. Затем, определив начальные значения углов у0, 0о и у0,
можно рассчитать начальную матрицу перехода С(1о) либо начальный кватернион Л^ в зависимости от используемого алгоритма. Важно отметить, что начальную выставку по углу рыскания на Северном полюсе осуществить не представляется возможным, так как ф=п/2 горизонтальная составляющая угловой скорости Земли равна нулю.
С учетом того факта, что функционирование БИНС осуществляется в условиях вибрации, основания введем в модель акселерометра возмущающее воздействие в виде белого гауссовского шума.
С учетом модели помех акселерометров и наличия вибраций, проведя моделирование, найдем начальные углы тангажа и крена по формулам (34), сделав допущение, что РКН строго отвертикали-зирована.
Значения углов тангажа и крена составили 32 угл. мин. и 29 угл. мин. соответственно.
Определим точность выставки вертикали как разницу между измеренными значениями углов тангажа и крена и истинным значением этих углов равных нулю с учетом сделанного допущения.
По результатам моделирования можно сделать выводы, что задача выставки при использовании БИНС не может быть решена с заданной точностью уже на этапе выставки вертикали. Одним из путей решения этой задачи является создание эффективных алгоритмов обработки информации, направленных на уменьшение влияния случайных ошибок измерителей. Компенсацию этих ошибок может быть выполнена на основе двух различных принципов: фильтрации сигнала и его коррекции при помощи добавления к нему определенного внешнего сигнала. Фильтрация сигнала имеет то несомненное преимущество, что она может быть выполнена автономными средствами и не требует применения дополнительных датчиков и оборудования [5, 3]. Чрезвычайно широкое применение в комплексных навигационных системах получил оптимальный фильтр Калмана, его преимуществом является то, что он представляет собой легко реализуемый на ЭВМ рекуррентный алгоритм, вырабатывающий оптимальную оценку параметров динамической системы [7].
Таким образом представляется целесообразным использование калмановской фильтрации для
Евразийский Союз Ученых (ЕСУ) #7 (52), 2018 решения задачи начальной выставки БИНС перспективной ракеты-носителя легкого класса.
Список использованных источников
1. Акселерометр АТ 1104. Технические условия. ИФДЖ.402139.008ТУ, 1993 г.
2. Бабич О.А. Обработка информации в навигационных комплексах М.: МАШИНОСТРОЕНИЕ, 1991. - 512 с.
3. Дмитриев С.П., Шимелевич Л.И. Нелинейные задачи обработки навигационной информации Ленинград.: ЦНИИ «Румб», 1977. - 88 с.
4. Изделие 14А05 Инструкция по прицеливанию / РКН 14А05 ИЭ 29, 1999 - 47 с.
5. А. Липтон Выставка инерциальных систем на подвижном основании. - М.:Наука, 1971. - 168 с.
6. Макаренко С. И. Использование космического пространства в военных целях: современное состояние и перспективы развития и средств вооружения /Системы управления, связи и безопасности, №4, ВКА имени А.Ф. Можайского, 2016 г. - 213 с.
7. Матвеев В.В., Распопов В.Я. Основы построения бесплатформенных инерциальных навигационных систем / Под общ. ред. В. Я. Распопова. -СПб.: ГНЦ РФ ОАО «Концерн «ЦНИИ «Электроприбор», 2009. - 280 с.
8. Международные тенденции создания и эксплуатации малых космических аппаратов / В.И. Лу-кьященко, В.К. Саульский, В. А. Шучев [и др.] // Ш Международная конференция - выставка « Малые спутники» 27 - 31 мая 2002. г. Королев, Моск. обл. ЦНИИМАШ. - Кн. 1.
9. Пельпор С.П. Гироскопические приборы и системы М.: Высшая школа, 1988. - 424 с.
10. Разоренов Г.Н., Бахрамов Э.А., Титов Ю.Ф. Системы управления летательными аппаратами (баллистическими ракетами и их головными частями): учебник для вузов М.: МАШИНОСТРОЕНИЕ, 2003. - 584 с.
11. Распопов В.Я. Микромеханические приборы: учебное пособие М.: МАШИНОСТРОЕНИЕ, 2007. - 400 с.
12. Соколов С.В., Погорелов В.А. Основы синтеза многоструктурных бесплатформенных навигационных систем / Под ред. В. А. Погорелова. - М.: ФИЗМАТЛИТ, 2009. - 184 с.
