Научная статья на тему 'Интегрированная система управления движением и навигации летательного микроаппарата'

Интегрированная система управления движением и навигации летательного микроаппарата Текст научной статьи по специальности «Общие и комплексные проблемы естественных и точных наук»

CC BY
84
81
Поделиться
Ключевые слова
ИНТЕГРИРОВАННАЯ СИСТЕМА / МИКРОАППАРАТ / НАВИГАЦИЯ

Аннотация научной статьи по общим и комплексным проблемам естественных и точных наук, автор научной работы — Ачильдиев В. М., Воробушкин В. В., Домрачев В. Г., Есаков В. А., Иванов Н. М., Наумов А. Н.

Ачильдиев В.М., Воробушкин В.В., Есаков В.А., Иванов Н.М., Домрачев В.Г., Наумов А.Н. ИН ТЕГРИРО ВАНА Я СИСТЕМА УПРА ВЛЕНИ Я ДВИЖЕНИЕ М И НА ВИГАЦИИ ЛЕТАТЕЛЬНО ГО МИКРОА ППАРА ТА. Рассматривается возможность создания интегрированной системы управления движением и навигацией для винтокрылых летательных микроаппаратов на основе микродатчиков. Показываются особенности построения и результаты разработки подобных систем.Achildiev V.M., Vorobushkin V.V., Esakov V.A., Ivanov N.M., Domrachev V.G., Naumov A.N. THE INTEGRATED CONTROL SYSTEM OF MOVEMENT AND NAVIGATION OF THE MICROMECHANICAL UNMANNED AIR VEHICLE. The paper investigates the possibility to develop integrated control and navigation system for micromechanical unmanned air vehicle. Various designs of these systems and results of their development are presented.

Похожие темы научных работ по общим и комплексным проблемам естественных и точных наук , автор научной работы — Ачильдиев В.М., Воробушкин В.В., Домрачев В.Г., Есаков В.А., Иванов Н.М., Наумов А.Н.,

Текст научной работы на тему «Интегрированная система управления движением и навигации летательного микроаппарата»

СИСТЕМЫ УПРАВЛЕНИЯ

ИНТЕГРИРОВАННАЯ СИСТЕМА УПРАВЛЕНИЯ ДВИЖЕНИЕМ И НАВИГАЦИИ ЛЕТАТЕЛЬНОГО МИКРОАППАРАТА

В.М. АЧИЛЬДИЕВ, доц., гл. конструктор ОАО «НПО Геофизика-НВ»,

В В. ВОРОБУШКИН, гл. специалист ФГУП «ЦЭНКИ»,

В.Г. ДОМРАЧЕВ, проф. каф. электроники и микропроцессорной техники МГУЛ, д-р техн. наук, В. А. ЕСАКОВ, проф. каф. систем автоматического управления МГУЛ, канд. техн. наук, Н.М. ИВАНОВ, проф. каф. систем автоматического управления МГУЛ, д-р. техн. наук,

А.Н. НАУМОВ, доц. каф. систем автоматического управления МГУЛ, канд. техн. наук

Сегодня наблюдается потребность в технических средствах для мониторинга состояния Земли, технических систем и объектов, включая движущиеся объекты. Одним из наиболее эффективных способов решения задачи детального мониторинга локальных районов, движущихся объектов являются мобильные комплексы авианаблюдений при проведении видеосъемок с борта летательного микроаппарата (ЛМА).

Мобильный комплекс авианаблюдения (МКА) предназначен для проведения видеомониторинга заданного района с использованием видеокамеры, устанавливаемой на борту автономно управляемого ЛМА и системы передачи видеоизображения по радиоканалу на наземный комплекс управления с выводом изображения на монитор мобильного персонального компьютера [1]. В зависимости от решаемых задач состав мобильного комплекса авианаблюдений может быть различен. Так, в случае использования МКА в чрезвычайных ситуациях, когда требуется вести наблюдения в достаточно большом регионе местности и в нескольких зонах, МКА может быть реализован на основе вездехода с несколькими рабочими местами для подготовки полетного задания и операторов видеонаблюдения. В этом случае унифицированный МКА содержит мобильный наземный комплекс планирования полетных заданий и управления, размещенный в специальном автомобиле, автоматизированную телекоммуникационную воздушную платформу [8, 9] и автономно пилотируемые летательные микроаппараты. Наземный комплекс планирования полетных заданий и управления размещен в кузове специального автомобиля и содержит не менее трех автоматизированных

glmnems@geo-nv.ru, vorobushkin@inbox.ru

рабочих мест для подготовки рабочих цифровых карт местности, маршрута полета, полетных данных и загрузки полетных данных на бортовые запоминающие устройства ЛМА.

Персональный МКА выполнен на базе специального переносного компьютера, обеспечивающего управление ЛМА вне автомобиля. Для удобства транспортировки МКА размещается в транспортном контейнере. Фотография МКА в составе транспортного контейнера приведена на рис. 1.

Рис. 1. Фотография МКА в составе транспортного контейнера

В состав персонального мобильного комплекса авианаблюдений (МКА) входят: летательный микроаппарат, наземный комплекс управления и транспортный контейнер с аксессуарами.

Наземный комплекс управления (НКУ) содержит мобильный персональный компьютер; интегрированную бесплатформенную инерциальную навигационную систему (БИНС); приемник видеоизображения;

ЛЕСНОИ ВЕСТНИК 6/2009

25

СИСТЕМЫ УПРАВЛЕНИЯ

приемник-передатчик команд управления и информации. НКУ предназначен для обработки информации, получаемой от датчиков внешней информации и видеокамеры, устанавливаемых на борту ЛМА. Получаемая с ЛМА служебная и целевая информация аккумулируется в НКУ с целью последующей обработки, а также визуально отображается на дисплее мобильного персонального компьютера в реальном масштабе времени. НКУ обслуживается одним оператором, который осуществляет ввод электронной карты района мониторинга, полетного задания и режимы управления отображением информации, используя стандартные средства мобильного персонального компьютера. Фотография НКУ на основе ноутбука приведена на рис. 2.

Рис. 2. Фотография наземного комплекса управления

Рис. 3. Примерный вид трассы полета ЛМА. ИПМ, ППМ, КПМ - исходный пункт маршрута, промежуточный пункт маршрута, конечный пункт маршрута соответственно

Решение целевых и служебных задач осуществляется на основе картографической информации для исследуемого района, вводимой оператором. Формирование оператором требуемой трассы полета ЛМА осуществля-

ется путем передачи с наземного комплекса на борт ЛМА по радиоканалу координат очередных точек маршрута движения ЛМА [2, 3]. Примерный вид трассы приведен на рис. 3.

Для каждой точки маршрута задаются координаты долготы, широты, высоты, курсовой угол и скорость полета. Основным режимом полета является автоматический автономный полет по заданному маршруту. В процессе полета оператор имеет возможность прервать автоматический полет, перейти на режим радиоуправления или изменить параметры маршрута движения.

Картографическая привязка текущих видеоизображений наблюдаемой местности ЛМА и НКУ осуществляется с использованием системы картографического обеспечения геоинформационной системы ГИС «Карта 2000», навигационной информации, вырабатываемой НКУ, и навигационной информации о параметрах текущего движения ЛМА, передаваемой по радиоканалу с борта ЛМА в НКУ. Примерный вид отображаемой информации на мониторе НКУ приведен на рис. 4.

Летательный микроаппарат (ЛМА) состоит из несущей конструкции, системы управлением движением и навигации (СУД и Н), двигательной установки, аккумуляторной батареи и видеокамеры с передатчиком видеоизображения. Важным моментом при проектировании летательного микроаппарата является выбор рациональной конструкции. Как показали исследования, полет ЛМА происходит при числах Рейнольдса 10 000-100 000. Коэффициент лобового сопротивления существенно зависит от формы тела. Наименьшим коэффициентом лобового сопротивления обладает осе симметричное каплеобразное тело, у которого тупой нос и заостренная задняя часть. При обтекании этого тела поток хорошо смыкается позади него, препятствуя тем самым падению давления за корпусом. При правильном выборе формы ЛМА можно достичь значения коэффициента лобового сопротивления менее 0,4. Для того чтобы минимизировать силу лобового сопротивления, необходимо проектировать аппарат таким образом, чтобы коэффициент лобового сопротивления, площадь лобового сопротивлении и скорость обтекания были минимальны.

26

ЛЕСНОЙ ВЕСТНИК 6/2009

СИСТЕМЫ УПРАВЛЕНИЯ

Рис. 4. Вид отображаемой информации на мониторе НКУ

Как показали расчеты [2, 3], для обеспечения скорости полета ЛМА 20 м/с площадь лобового сечения не должна превышать 50 см2. Вторым важным моментом при проектировании конструкции ЛМА является правильный выбор собственных частот автомата стабилизации, корпуса, электродвигателя и редуктора с винтами. Это связано с тем, что моменты инерции винтов с ротором электродвигателя соизмеримы с моментами инерции двигателя и суммарные моменты инерции ЛМА будут переменными пропорционально частоте вращения винтов. В этом случае уравнения движения летательного аппарата будут не только нелинейными с перекрестными связями, но и с переменными параметрами, что резко усложняет задачу синтеза автомата стабилизации. Исходя из этого, собственная частота автомата стабилизации должна быть существенно меньше собственной частоты ЛМА, а частота вращения винтов существенно выше. На рис. 5 приведена фотография конструкции четырехвинтового ЛМА во время полета в помещении. В состав ЛМА с четырьмя электродвигателями входят несущая конструкция, СУД и Н, электродвигатели с редукторами и винтами, аккумуляторная ба-

тарея и видеокамера. Несущая конструкция ЛМА строится на основе креста-соединителя, в котором выполнены четыре отверстия для крепления несущих балок, на концах которых закреплены электродвигатели с редукторами и винтами (пропеллерами). Усилители мощности располагаются над крестом-соединителем, а СУД и Н, аккумуляторная батарея и видеокамера - снизу.

Рис. 5. Фотография конструкции четырехвинтового ЛМА

Для данной конструкции ЛМА были проведены расчеты угловых и линейных частот конструкции аппарата и проведены экспериментальные исследования собственных частот конструкции ЛМА. Расчеты и измерения показали, что собственные частоты конструкции от 10 Гц и выше определяются и колебаниями винтов с шестеренкой из-за

ЛЕСНОЙ ВЕСТНИК 6/2009

27

СИСТЕМЫ УПРАВЛЕНИЯ

угловой податливости узла подшипника. Частоты от 20 до 28 Гц вызываются изгибны-ми деформациями винтов, а частоты от 40 и выше дебалансом ротора электродвигателей и изгибом балок конструкции. Частотный анализ ускорений показал, что имеется низкочастотный шум с дискретностью пиков 0,2 Гц с перегрузкой 0,01 g и на двигателе в вертикальном направлении с дискретностью пиков перегрузки 2 Гц и амплитудой 0,2 g. Для уменьшения амплитуд вибрации из-за работы двигателя был просчитан вариант малогабаритной конструкции ЛМА с 4-лопаст-ными винтами меньшего диаметра, который позволил увеличить собственную частоту корпуса аппарата до 90 Гц, а частоту винтов выше 35 Гц.

В состав СУД и Н входят: спутниковая навигационная система, магнитный злектрон-ный комплекс, бесплатформенный инерциальный блок на основе микромеханических гироскопов и акселерометров, датчик воздушной скорости, барометрический высотомер, доплеровский измеритель скорости, ультразвуковой измеритель малых высот, микропроцессор СУД и Н, бортовая приемно-передающая аппаратура, флеш-память, блок усилителей мощности, рулевые машинки и двигательная установка. На рис. 6. приведена блок-схема аппаратного состава СУД и Н ЛМА.

Анализ конструкции ЛМА показал, что для обеспечения устойчивой работы автопилота необходимо, чтобы собственная частота конструкции аппарата была существенно больше собственной частоты автопилота и значительно меньше собственных частот вращения двигателей и пропеллеров. При этом собственная частота автопилота выбирается исходя из требуемой ошибки стабилизации ЛМА в процессе полета.

Алгоритм управления ЛМА U = W + Pq + #1,

где U - матрица-столбец выходных переменных цифрового регулятора - управляющих напряжений двигателей;

W - опорные напряжения управляющих напряжений, обеспечивающих вертикальный подъем ЛМА;

B, P - матрицы коэффициентов регулятора;

q - матрица-столбец вектора углового состояния ЛМА;

l - матрица-столбец вектора линейного состояния ЛМА.

Телекамера должна обеспечивать телевизионную съемку земной поверхности с высоты 150 метров над поверхностью земли с максимально возможным разрешением в кадре около 50 х 50 м. При этом вес камеры должен быть минимальным.

Рис. 6. Блок-схема аппаратного состава СУД и Н: 1 - спутниковая навигационная система, 2 -бесплатформенный инерциальный блок (БИБ), 3 - магнитный компас, 4 - баровысотомер, 5 - система определения скорости и направления ветра, 6 - ультразвуковой измеритель малых высот, 7 - ультразвуковой измеритель малых дальностей, 8 - устройство сопряжения, 9 - микроконтроллер, 10 - бортовое приемно-передающее устройство, 11 - флеш-память, 12 - блок усилителей мощности, 13-16 - электрические двигатели

28

ЛЕСНОЙ ВЕСТНИК 6/2009

СИСТЕМЫ УПРАВЛЕНИЯ

Полный угол обзора видеокамеры вычисляется по формуле

ао = 2arctan(/M / 2Д где, /м - размер ПЗС матрицы (мм); fo - фокусное расстояние (мм).

Минимально разрешаемый угол видеокамеры, т.е. угловое разрешение видеокамеры, зависит от количества телевизионных линий в матрице и вычисляется по следующей формуле

Да = 2arctan(/M / 2fo) / ^

где N - число телевизионных линий.

твл

Для устранения смаза изображения погрешность по угловой скорости стабилизации не должна превышать соответственно

ю = Да/Г,

а 5

где Т < 1/24 с — время фиксирования изображения человеческим глазом.

Для данной телекамеры разрешающая способность по углу равна

Да = 37,6/N = 37,6/560 = 0,064°.

1 твл 1 1

Соответственно угловая скорость стабилизации не должна превышать

юа < 0,064/(1/24) = 1,53 град./с. Структурная схема алгоритмов бортовой СУД и Н приведена на рис. 7. При этом алгоритмы СУД и Н ЛМА делятся по задачам: алгоритм решения навигационной задачи, алгоритмы управления ЛМА и алгоритмы обмена с наземным комплексом управления и типу: вычислительные алгоритмы и аппаратные алгоритмы [6, 9].

Алгоритм

Давление

задачам

Давление по типу

Номенклатура

входящих

алгоритмов

Рис. 7. Структурная схема алгоритмов бортовой СУД и Н

ЛЕСНОЙ ВЕСТНИК 6/2009

29

СИСТЕМЫ УПРАВЛЕНИЯ

Рис. 8. Стенд для отработки СУД и Н

Автоматизированное рабочее место для отработки системы управления движением и навигации приведено на рис. 8 и содержит персональный компьютер, стапель, программно-математическое обеспечение и предназначено для статической и динамической балансировки ЛМА и определения моментов инерции и коэффициентов демпфирования по периоду и амплитуде свободных колебаний ЛМА [4, 5].

Методика определения собствен-

ных частот и относительных коэффициентов демпфирования заключалась в следующем. ЛМА устанавливался на «ножи» стапеля, по соответствующей оси задавалось начальное угловое отклонение и по сигналам гироскопов измерялась угловая скорость с тактом 0,01 с до окончания переходных процессов. По результатам измерений строились переходные процессы в зависимости от времени и определялись период свободных колебаний и амплитуды колебаний. По полученным периодам и амплитудам вычислялись собственные частоты колебаний ЛМА и относительные коэффициенты демпфирования. Проведенные измерения в составе рабочего места показали, что собственные частоты по осям стабилизации ЛМА близки к расчетным и позволили определить коэффициенты демпфирования аппарата. Включение двигателей не приводило к резкому увеличению присоединенных моментов инерции и коэффициентов демпфирования. Анализ переходных характеристик двигателей

показал, что постоянные времени двигателей имеют большой разброс от 0,1 до 0,2 с, что требует отбора двигателей для каждого ЛМА.

Полет ЛМА происходит при погодных условиях, которые характеризуются комплексом различных явлений и параметров состояния атмосферы и которые существенным образом определяют возможность эффективного применения ЛМА. Наиболее характерной особенностью потока воздуха в приземном слое является его турбулентная составляющая. Ветер у поверхности земли почти всегда имеет турбулентный характер. Климатические данные не содержат информации о более коротких пульсациях ветра, чем время осреднения Т Эти более быстрые турбулентные пульсации, однако, вносят вклад в динамическую составляющую ветровой нагрузки и, следовательно, должны учитываться при расчетах. Мгновенная скорость ветра может быть записана как сумма среднего значения и отклонения от среднего

V = V+V\У12 = V2-V2 =ov2 .

Период осреднения для среднего значения V в зависимости от конкретной задачи может любым отрезком времени. При выбранном времени осреднения Vr представляет более высокочастотные изменения. Для решения прикладных задач среднее значение берется по климатическим данным. Значения же Vr предлагается определять по частотному спектру модуля скорости ветра Sv(n) или путем экспериментальных измерений не-

30

ЛЕСНОЙ ВЕСТНИК 6/2009

СИСТЕМЫ УПРАВЛЕНИЯ

обходимых характеристик турбулентности. Энергия, заключенная между частотами п1 и п составляет

„ п2

°v = J S (n)dn.

п

Сложный характер атмосферных явлений предопределяет необходимость представления ветровых нагрузок в виде случайных воздействий. Распространенным способом задания случайных нестационарных возмущений при исследовании устойчивости ЛА является каноническое разложение по координатным функциям [13]. В частности, зависимость горизонтальной составляющей скорости ветра Vwr от высоты h представляется таким способом в виде

VJh) = Oh + IV ф, mvtvJ = {1(i = Л 0 (i ^ hi

D(Vwi(h)) = Ярд/»),

где V - систематическая составляющая горизонтальной составляющей ветра;

V - случайные независимые коэффициенты с единичной дисперсией;

ф.^) - детерминированные координатные функции, выбираемые таким образом, чтобы дисперсия скорости ветра совпадала с реальной дисперсией горизонтальной составляющей ветра. Такое представление скорости ветра позволяет проводить исследование параметров движения ЛМА путем математического статистического моделирования, используя датчик случайных чисел для реализации Vi.

Статистическая модель проекций вектора скорости, учитывающая широтные и временные поправки, в форме канонического разложения по координатным функциям имеет вид [12]

^ ^ 0 = ^ ^ 0 +

+ к ф(ф) 0)1 Y XJh) где i = 1...N ;

y. - случайные числа, распределенные по нормальному закону N (0, 1);

mw(9, X, h, t) - средняя величина скорости ветра в зависимости от широты ф; долготы X, высоты h и времени t;

K ф(ф) KT(t) - широтные и временные поправки;

Xwi(h) - координатные функции канонического разложения.

Анализ экспериментальных записей продольной и вертикальной компонент ветра, полученных на разных уровнях мачты высотой 300 м [11], показал, что хорошая аппроксимация может быть достигнута решением дифференциального уравнения 1-го порядка к ■ U = - и + \w\,

где к - постоянная времени ветрового потока;

и - скорость ветра;

|w| - случайная составляющая, распределенная по нормальному закону с заданными математическим ожиданием и дисперсией ветра.

Постоянная времени потока ветра позволяет учитывать инерционность и порывистость потока. На основе данного закона может моделироваться как сила ветра, так и его направление.

Моделирование системы управления движением и навигации проводилось для различных траекторий движения ЛМА, центры масс и давления которого совпадают в вертикальной и горизонтальной плоскостях. Основной целью математического моделирования является исследование на основе полученных алгоритмов автономного управления динамических параметров движения ЛМА при воздействии в контуре управления целого ряда возмущений, к основным из которых относятся:

- статистические погрешности измерительной системы, включающей инерциальные датчики и датчики внешней информации;

- статистические ветровые возмущения;

- статистические возмущения, определяемые недостаточной жесткостью конструкции ЛМА;

- статистические возмущения, определяемые разбросом ряда конструктивных и динамических параметров ЛМА и его элементов, в частности динамических параметров электродвигателей, аэродинамических характеристик ЛМА.

С целью исследования влияния указанных факторов в контуре управления на динамические характеристики движения ЛМА разработан вычислительный комплекс на базе программной среды MatLab + Simulink.

ЛЕСНОЙ ВЕСТНИК 6/2009

31

СИСТЕМЫ УПРАВЛЕНИЯ

Угловое движение ЛМА может быть представлено следующими уравнениями:

Jx -®x -(Jy - J2)-ay '®z = Mx;

Jy -Ю y - (Jz - Jx )-a, = My ;

Jz '«> z - (Jx - Jy )-®x-®y = M z ;

M = -k -a + T-L - T-La - N -Az +

x дх x 22 AA ya цд

+ N -Ay - N -Az +N -Ay ;

M = -k -a + k.^T. - k-T. + k 3-T3 - k -T +

y ду y r1 1 r2 2 r3 3 rA A

+ N •Az - N •Ax + N -Az + N -Ax ;

ya цд za цд yT цм zT цм7

M = -k -a - T.-L. + T3-L3 + N -Ax -

z дz z 11 33 ya од

- N -Ay - N -Ay + N-Ax ;

xa цд xT цм yT цм

$ = az - tgy-(ay - cos $-ax - sin $);

Y = ax - cos $+ay - sin $; у = 1/cos $- (ay - cos $-ax - sin $);

1 k

T=—t+^ и (i=1...4),

т T,

где ax, ay, az и ax,ay,az - проекции угловых скоростей и угловых ускорений ЛМА в связанной системе координат;

M [Mx, M M] - вектор суммарного момента от действия управляющих и возмущающих сил;

Jx, J Jz - моменты инерции ЛМА;

L L2, L L4 - конструктивные размеры (плечи), определяющие положение электродвигателей относительно строительного центра ЛМА;

Ti - тяги каждого из 4-х электродвигателей;

т. - постоянные времени электродвигателей;

ku. - передаточные коэффициенты по напряжению электродвигателей;

kr1, kr2, kr3, kA - коэффициенты, определяющие величины реактивного момента электродвигателей;

kx, k kjz - коэффициенты демпфирования;

Ax , Ay Az Ax , Ay Az - сме-

щения центра масс и центра давления соответственно относительно центра строительной системы координат.

Линейное движение ЛМА относительно системы координат x0, y0, z0 может быть представлено векторным уравнением

m-Vc = F+P ,

где m_ - масса ЛМА;

Vc - вектор ускорения;

F - главный вектор всех активных сил, приложенных к ЛМА;

P - сила земного тяготения (ускорение силы тяготения принято в рассматриваемой задаче постоянным ~ 9,81 м/с2).

Главный вектор активных сил определяется векторами суммарной силы тяги винтовых электродвигателей NT и аэродинамической силы Na и может быть представлен в виде

F = A-(Na + Nt );

NxT Nxa

NT = NyT , Na = Nya

NzT Nza

Составляющие векторов суммарной тяги электродвигателей и аэродинамической силы, соответственно в связанной и поточной системах координат, определяются следующим образом:

N = - C x S x p x V x V/2;

xaxxx N = - C x S x p x V x V/2;

ya y y y

N = - C x S x p x V x V/2; NxT=o;

NyT =i T; i=1

^t=

V=V (Vc+V„ )2+(Vc+)2+(Vc+v„ )2, где vxi, v - угловые эксцентриситеты векторов тяги Ti двигателей; p - плотность воздушной среды;

Cx, Cy, Cz и Sx, Sy, Sz - безразмерные аэродинамические коэффициенты и площади аэродинамических сечений по соответствующим осям;

V , V , V, V , V , V - проекции скоростей объекта (V) и ветра (V ) в начальной стартовой системе координат,

A - транспонированная матрица перехода от связанной к начальной стартовой системе координат, определяемая углами тангажа, рысканья и крена и, у, y

A

cos $-cos у- sin $-sin ф - sin y - sin $-cos y

cos $-sin у + sin $-cos у -sin y

sin $-cos у+cos $-sin у-sin y cos $- cosy

sin $-sin у- cos $-cos у -sin y

- sin у-sin y sin y

cosy-cosу

32

ЛЕСНОЙ ВЕСТНИК 6/2009

СИСТЕМЫ УПРАВЛЕНИЯ

Математическое моделирование проводилось для случаев реализации следующих основных режимов управления ЛМА. Управление с использованием непрерывных сигналов измерений БИБ, бортового высотомера и GPS-приемника, формируемых с дискретностью 1с. При этом текущее управление движением ЛМА осуществляется на основе сигналов управления, вычисленных микроконтроллером на предыдущем шаге выдачи сигналов GPS- приемника.

Исследование динамических характеристик контура управления осуществлялось для базовых значений конструктивных и динамических параметров ЛМА для высот «зависания» и полета 50 м в вариантах точных датчиков внешней информации и датчиков со среднеквадратическими погрешностями измерений на уровне 5 м по координатам и 0,035 м/с по проекциям скоростей для GPS-приемника, 1 м для бортового высотомера и со среднеквадратической погрешностью определения вертикальной скорости на уровне 0,035 м/с.

На рис. 9 представлен график изменений координат аппарата в вертикальной плоскости (OXY). Масса аппарата 600 г. Номинальная тяга каждого из двигателей 1,15 Н, а максимальная тяга - 1,5 Н. Центры масс и давления совпадают, и геометрические центры установки двигателей соответствуют заданным расчетным значениям. Коррекция БИНС осуществляется по сигналам GPS. Маршрут заданного движения аппарата: t-0, x—0, y-0, z—0; t—30 с, x—10, y—25, z—0, t-60 с, x-10, y—50, z—0; t—70 c, x—10, y—0, z—0.

Как видно из графика, погрешности по координатам достигают значительных величин из-за методических погрешностей и перекрестных связей в СУД и Н. В целом исследование динамических характеристик экспериментального ЛМА, проведенное путем математического моделирования контура управления ЛМА с использованием статистических характеристик погрешностей реальных инерциальных датчиков(0,12 град./с и 0,025 м/с2) и расчетных конструктивных и динамических параметров экспериментального ЛМА, показало, что приемлемые качество и точность (± 30 м) регулирования параметров движения ЛМА может быть достигнуто на высотах полета до 150 м.

Рис. 9. Траектория движения ЛМА по результатам моделирования в режиме взлета и посадки

Программа лабораторных испытаний включала отработку алгоритмов работы системы управления движением в режимах трехосной стабилизации, взлета и мягкой посадки, зависания и полета по прямой линии [10].

Погрешность по каналам тангажа и крена в режиме зависания и трехосной стабилизации при импульсном воздействии не превышала 30 угл. мин.

Реальный режим взлета и посадки на малых высотах проводился в помещении. Маршрут заданного движения ЛМА представлял подъем на высоту 0,4 м и полет по линии на 3 м и посадку. Погрешность гироскопов 0,12 град./с, акселерометров 0,025 м/с2, ультразвукового измерителя высоты 0,012 м.

Анализ результатов исследований СУД и Н ЛМА позволяет сделать следующие выводы:

— разработанные алгоритмы и программно-математическое обеспечение позволяют обеспечить работоспособность ЛМА при полетах на открытой местности и в помещениях;

— погрешность управления ЛМА в режиме зависания составила 0,5 град, а в режиме горизонтального полета в помещение 0,4 м.

Анализ результатов комплексных наземных испытаний мобильного комплекса управления совместно с бортовым блоком аппаратуры СУД и Н ЛМА показал безотказную работу аппаратуры в соответствии с алгоритмами и программно-математическим обеспечением НКУ и СУ ЛМА. Канал пере-

ЛЕСНОИ ВЕСТНИК 6/2009

33