CC BY
437
Козлов Дмитрий Петрович, асп., мл. науч. сотрудник, [email protected], Россия, Санкт-Петербург, АО «Концерн «ЦНИИ «Электроприбор»
METHODS OF TESTING MEMS SENSORS USING CENTRIFUGE
D.P. Kozlov
This article is dedicated to the features of calibration MEMS sensors produced in CSRI Elektropribor using dual centrifuge. Determination of metrology characteristics during overload is the aim of such tests. Ways of improving calibration methods, verification of action modes and algorithms of data processing are described in this paper.
Key words: MEMS devices, accelerometers, gyroscopes, centrifuge, calibration, metrology characteristics.
Dmitriy Petrovich Kozlov, postgraduate, junior researcher, phoenix 7777777@ mail. ru, Russia, Saint Petersburg, CSRI Elektropribor
УДК 629.052.7
КОРРЕКТИРУЕМАЯ БЕСПЛАТФОРМЕННАЯ ИНЕРЦИАЛЬНАЯ НАВИГАЦИОННАЯ СИСТЕМА НА БАЗЕ МИКРОМЕХАНИЧЕСКИХ ДАТЧИКОВ ПЕРВИЧНОЙ
ИНФОРМАЦИИ
П.Д. Зиновьев, Г.А. Кветкин
Проводится анализ схем коррекции быстронарастающих ошибок выходных параметров БИНС на базе микромеханических инерциальных датчиков посредством сигнала от приёмника СНС и измерений магнитометра. Для анализа используются данные, полученные в результате натурных испытаний.
Ключевые слова: БИНС, МЭМС, СНС, магнитометр, коррекция, фильтр Кал-
мана.
В последнее время бесплатформенные инерциальные навигационные системы (БИНС) все чаще применяются на высокодинамичных летательных аппаратах (ЛА), включая их беспилотные варианты [1]. Также это касается и тихоходных малогабаритных беспилотных ЛА, в которых борьба за уменьшение габаритов и массы оборудования ведется весьма серьезно.
В данной статье рассмотрена реализация БИНС на базе микромеханических датчиков первичной информации и исследованы варианты ее коррекции с помощью микромеханического магнитометрического датчика и приёмника СНС.
Архитектура аппаратной и программной реализации навигационной системы. Все вычисления в данной реализации выполнялись на персональном компьютере под управлением операционной системы Жт-dows, а программное обеспечение было написано на языке программирования «С», что позволяет на следующем этапе использовать малогабаритный вычислитель реального времени с минимальными изменениями исходного кода.
Для уменьшения погрешностей, обусловленных неортогональностью осей чувствительных элементов (ЧЭ), было решено использовать промышленно собранный трехосный блок чувствительных элементов (БЧЭ), и дальнейший поиск, результаты которого представлены в таблице, проводился согласно следующим критериям:
- цена;
- удобный интерфейс работы;
- точность и узкая специализация блока.
Сравнительная таблица инерциальных измерительных блоков, представленных на рынке, на момент поиска
Название Интерфейс работы Гироскоп (X3) Акселерометр (X3) Магнитометр (X3) Барометрический датчик Ориентировочная цена, тыс. руб.
Mikroelectronika, MPU IMU click + отладочная плата USB, UART + + - - 20
DFRobot, IODOF MEMS IMU Sensor I2C + + + + 4
ARDUFRUIT Industries, 9-DOF IMU I2C + + + - 4
CH-Robotics, UM7-LT UART, SPI + + + - 9
ST-Microlectronics, INEMO-M1 + отладочная плата USB, UART + + + + 30
Окончательный выбор пал на модуль иМ7-ЬТ фирмы «СН-гоЬоНсБ» (рис. 1), габариты которого составляют всего 27 х 27 мм. Он включает интегральную сборку ЧЭ (поз. 1) МРи-9150 фирмы «1пуепвепсе», объединившую в одном корпусе трёхосный гироскоп, трёхосный акселерометр и трёхосный магнитометр, выполненные по технологии МЭМС [2]. Данные с
34
датчиков оцифровываются, обрабатываются встроенным сигнальным процессором [3] и передаются внешнему микроконтроллеру (поз. 2) фирмы «ST Microelectronics», который, в свою очередь, выдает данные защищенными пакетами (имеется в виду защита от приёма некорректных данных) конечному потребителю посредством UART-интерфейса.
Рис. 1. Инерциальный измерительный блок UM7-LT фирмы «CH-robotics»
Подключение к компьютеру было осуществлено с помощью преобразователя UART - USB.
В качестве СНС-модуля использовался GPS/GLONASS-приемник производства ЗАО «КБ НАВИС» П-1, выдающий стандартные пакеты в формате NMEA протокола с частотой 1 Гц и подключаемый к ПК с помощью USB.
Функционирование реализованной системы можно разделить на четыре основных этапа (рис. 2): фиксирование параметров движения, опрос датчиков, проведение расчетов одного шага алгоритма БИНС, вывод результатов. Для каждого из подключенных датчиков реализован отдельный опросчик, который после проведения обработки данных предоставляет необходимые показания программе, реализующей основной алгоритм нахождения параметров ориентации и навигации. Вывод представляет собой консольное приложение на мониторе ПК, параллельно которому ведется запись «сырых» сигналов и результатов работы алгоритма в текстовый файл.
Основной алгоритм реализует следующие режимы работы:
1) автономная БИНС;
2) автономная БИНС с коррекцией угла курса по сигналу магнитометра;
3) БИНС с демпфированием скоростных ошибок и использованием сигнала СНС;
4) каскадная схема интеграции БИНС/СНС.
Рис. 2. Архитектура опытной корректируемой БИНС
Экспериментальная проверка навигационной системы. Для отработки данных режимов наравне с моделированием использовались результаты летных испытаний. В самолете размещалось следующее оборудование: ноутбук с подключенными к нему БЧЭ, который был закреплен на борту, и СНС-приемник, установленный под стекло, для лучшего наблюдения созвездия спутников. В полете записывались данные, приходящие с датчиков, от СНС-приемника и метки времени каждого из пакетов данных. На основе данной записи в постобработке была проанализирована работа реализованных режимов.
В режиме «Автономная БИНС» большие шумы и дрейфы ЧЭ приводят к значительным ошибкам навигационных параметров (рис. 3).
I, с I, с
Рис. 3. Выходные параметры навигационной системы в режиме «Автономная БИНС.»
Эталонной системы определения параметров ориентации в распоряжении не было, поэтому для углов тангажа и крена возможно оценить только ошибки, накопившиеся к концу полета. По возвращении ЛА на место стоянки после окончания полета угол тангажа составил J = 9°, а угол крена g = -1°. Так как перед полетом была проведена выставка системы и небольшие (<2°) углы невыставки были списаны (углы невыставки обусловлены в основном неточностью позиционирования прибора на борту), их значения после полета, отличные от нуля, можно считать накопившимися ошибками определения параметров ориентации.
Параметры ориентации самолета в горизонтальной плоскости могут определяться не только БИНС, но также по показаниям магнитометра и СНС, что позволяет провести их анализ в динамике.
На рис. 4 представлены участки записи данных полета с показаниями угла курса от различных систем. У инерциальной и спутниковой систем уже через 10 минут полета показания отличаются на 10° в результате ухода инерциальной системы. Возможно выполнять коррекцию курса БИНС по путевому углу СНС при условии малости угла скольжения в течение полета. Однако присущее измерениям СНС существенное запаздывание будет искажать и скорректированный курс, что приведет к потере быстродействия системы.
Использование измерений магнитометрического датчика. Магнитометрический датчик не имеет такого запаздывания (частота опроса составляла 20 Гц), а его высокочастотная шумовая составляющая не оказывает сильного влияния при умеренной коррекции (рис. 4). Кроме этого, магнитометр способен достоверно измерять курс на малых скоростях в отличие от СНС.
Для коррекции БИНС по показаниям магнитометра необходимо определить и учесть магнитное склонение. Зная широту и долготу места расположения ЛА, можно определить все параметры магнитного поля Земли с помощью одной из его моделей;
- международного геомагнитного аналитического поля (International Geomagnetic Reference Field) [4];
- мирового магнитного поля (World Magnetic Model) [5].
Однако чем больше вокруг металлических предметов и электроприборов, тем больше отличаются измерения магнитометра ybm ^ от истинного сигнала m^. Также у недорогих датчиков значительны и технологические погрешности. В результате модель измерений магнитометра [6] значительно дополняется набором искажающих параметров, и для получения истинных измерений необходимо компенсировать ошибки масштабных коэффициентов Csf, перекрестное влияние в результате неортого-
нальности осей Сп0, влияние материалов и предметов с переменным магнитным полем С$1, влияние материалов и предметов с постоянным магнитным полем о^, смещение нулей о2ъ по формуле
УЪШкк = С^Спо (Сытк + оЫ ) + 02Ъ + вЪ,к, (1)
где в^Ъ к - измерительный шум (принимаем Гауссовым).
^ С
Рис. 4. Коррекция угла курса БИНС
Для компенсации этих искажающих воздействий производится калибровка магнитометра: объект с закрепленным на нем магнитометром вращается вокруг своих осей. Таким образом, формируется система уравнений с избыточным числом измерений, а графические данные с магнитометра напоминают поверхность эллипсоида. Неискаженные данные представляют собой сферу (при допущении, что технологические погрешности и несовпадение осей чувствительного элемента с осями связанной системы координат, относительно которой проводятся измерения, отсутствуют). Таким образом, процесс калибровки сводится к следующим действиям: сначала полученный набор точек описывается таким эллипсоидом, сумма квадратов расстояний от которого до показаний магнитометра минимальна, затем определяются коэффициенты матрицы искажения и вектора сдвига, преобразующие полученный эллипсоид к сфере и приводящий его центр к центру системы координат. Полученные матрица и вектор используются для последующей корректировки «сырых» данных магнитометра.
В данном случае габариты ЛА не позволяли произвести его пространственную калибровку, поэтому был осуществлен разворот самолета на 360° только вокруг вертикальной оси. В результате задача свелась к калибровке только горизонтальных осей чувствительности магнитометра (рис. 5).
Рис. 5. Результаты калибровки магнитометра на борту ЛА
Определение магнитного курса происходит по известной [7] формуле, из которой можно сделать вывод, что абсолютное значение горизонтальной составляющей вектора напряженности магнитного поля Земли не учитывается, поэтому масштабный коэффициент нужен только, чтобы учесть разную чувствительность по осям:
умаг =- щсап
Нх Ну
V у
± В,
(2)
гмаг
где у'"""' - магнитный курс; Нх, Ну - проекции вектора магнитной индукции Земли на горизонтальные оси магнитометра; В - угол магнитного склонения.
Демпфирование скоростных ошибок БИНС по сигналам СНС.
Как известно, погрешности БИНС в основном имеют характер незатухающих колебаний с периодом Шулера Тш. Для снижения данных погрешно-
39
стей применяется [8] схема демпфирования этих колебаний с использованием внешней по отношению к БИНС информации о навигационных параметрах объекта. Данная схема (рис. 6) основана на введении двух дополнительных обратных связей с коэффициентами К1 и К 2, использующих значение скорости от СНС для вычисления ошибки БИНС, задача которых заключается в увеличении собственной частоты ошибок БИНС и демпфировании данного колебательного процесса.
Рис. 6. Упрощенная схема демпфирования скоростных ошибок БИНС по сигналу с СНС: асв (анав) - ускорение в проекциях на связанную (навигационную) систему координат; ысв (ынав) - угловая скорость связанной (навигационной) системы координат; МНК - матрица направляющих косинусов; ЬУинс - скоростные ошибки БИНС
Характер поведения ошибок по скорости и по координате в северном канале БИНС, рассмотренной в работе, представлен на рис. 7.
Демпфирование обеспечивает «притягивание» навигационных параметров системы к опорному сигналу (рис. 8), причем видна характерная ступенчатость сигнала СНС (увеличено), обусловленная его низкой по сравнению с инерциальной системой частотой обновления (1 Гц). Такой способ коррекции хорошо работает, пока существует возможность определять ошибку БИНС, т.е. пока имеется сигнал от внешней системы. Но в случае потери сигнала от СНС теряется возможность определения ошибки ИНС и соответственно схема коррекции перестает работать.
Рис. 7. Ошибки автономной БИНС по скорости и по координате
в «северном канале»
Рис. 8. Поведение восточной составляющей скорости БИНС при демпфировании ошибки
Каскадная схема комплексирования БИНС/СНС. Для того чтобы обеспечить непрерывную коррекцию системы и в моменты прерывания внешнего сигнала, была применена [8] каскадная схема интеграции БИНС/СНС на основе алгоритма фильтра Калмана.
Идея используемой схемы комплексирования заключается в формировании разностных измерений, при которых навигационный параметр исключается из рассмотрения, таким образом, входным сигналом для фильтра является разность координат и составляющих скорости, вырабатываемых ИНС и СНС:
ЬЕ = Еинс-Еснс-ь1
снс
bvE = vEUHC -vECHC
57V" = N -NLHC -o)3
с г/ т/ UHC г/ СНС
оУаг=¥М -УМ
(3)
где 8£, 5]У - ошибки БИНС по координатам; 8УЕ,8У^ - ошибки БИНС по скоростям, г)], 1)2,^)3,1)4 - измерительный шум, обусловленный ошибками СНС.
Обязательным условием при использовании такой схемы является разный частотный состав помех систем, используемых в комплексной системе. ИНС и СНС полностью отвечают этому условию [1].
В качестве модели поведения системы используется упрощенная модель ошибок БИНС, в которой северный и восточный каналы рассматриваются раздельно:
8Ё = 8УЕ
8 yE=-g<&N
bvE
ф
N
+с4
(4)
R _
<4 = -рсо#" + A^w{t)
8N = 8 VN 8 VN=-g<S>E
S^Y
ф
+(йЕ
(5)
R _
(bf =-(3cof +A^w(t)
где Ф^, Фдг - ошибка определения вертикали; со^г, со^ - дрейф гироскопа; (3, А- параметры формирующего фильтра, описывающего случайный характер дрейфа МЭМС гироскопа; w(t)- «белый» шум.
Это уменьшает нагрузку, накладываемую на вычислитель, т.к. в процессе расчетов исчезает необходимость перемножения больших разреженных матриц.
В процессе работы по данной схеме комплексирования осуществляется оценка ошибок БИНС, а в случае потери сигнала от СНС система переходит в режим прогноза по модели. В итоге на выходе всегда имеются значения ошибок, которые используются для коррекции выходных параметров БИНС. Причем благодаря тому, что имеется модель изменения ошибок системы, становится возможным оценивать и корректировать не только навигационные параметры, но и углы ориентации.
Было проведено моделирование потери сигнала СНС на 30 с при движении ЛА по ВПП (160...210 с) и во время полета (560...610 с) (рис. 9).
действительное значение (СНС) режим демпфированния БИНС по СНС комплексированный БИНС/СНС режим
потеря сигнала СНС на 170 с. потеря сигнала СНС на 570 с
170 180 190 200 210 -200§бо 570 580 590 600 610
Ъ с с
Рис. 9. Моделирование потери сигнала СНС
При потере сигнала СНС система в режиме «БИНС с демпфированием скоростных ошибок по сигналам СНС» теряет возможность определения ошибок, в результате чего поведение ее работы становится подобным режиму «Автономная БИНС», что ведет к накоплению ошибок. Прогнозирование ошибок по модели и их последующая коррекция позволяют значительно уменьшить уходы навигационных параметров с течением времени.
В момент возобновления сигнала СНС скорости в обоих режимах «притягиваются» к эталонному значению. При демпфировании скоростной ошибки БИНС по сигналу СНС непосредственной коррекции координат не происходит (в отличие от режима интеграции БИНС/СНС), поэтому единственная возможность осуществления коррекции накопившейся ошибки по координатам - ее списывание, при этом за эталон принимаются координаты от СНС (на рис. 9 списывание ошибки по координатам не реализовано для наглядности функционала режима). В итоге, при отсутствии сигнала СНС на протяжении 30 с схема комплексирования БИНС с СНС позволила
43
уменьшить ошибку по координатам по сравнению со схемой демпфирования ошибок БИНС на 120 метров при движении по ВПП и на 330 метров в полете.
Заключение. В результате работы проведена программная реализация БИНС на базе покупного блока чувствительных элементов. Путём добавления в систему приёмника СНС и магнитометра было достигнуто увеличение точности определения навигационных параметров и угла курса. Проведенная лабораторная и натурная отработка реализованных режимов работы данной навигационной системы подтвердила теоретические характеристики. Таким образом, предлагаемая навигационная система благодаря её открытой архитектуре может быть использована в дальнейших исследованиях для отработки новых программно-алгоритмических решений.
Список литературы
1. Матвеев В.В., Распонов В.Я. Основы построения бесплатформенных инерциальных навигационных систем. СПб.: ГНЦ РФ ОАО «Концерн «ЦНИИ «Электроприбор», 2009. 280 с.
2. MPU-9150 Product Specification Revision 4.3 // InvenSense Inc., 2013. 50 p. [Электронный ресурс]. URL: http : //4 3 zrtwysvxb2 gf2 9r5o0athu. -wpengine.netdna-cdn.com/wp-content/uploads/2015/02/MPU-9150-Datas heet. pdf (дата обращения 10.10.2015).
3. UM7 DATASHEET Rev. 1.2. Technical Paper // CH-Robotics, 2014, 79 p. [Электронный ресурс]. URL: https://www.chrobotics.com/docs/UM7 Datasheet.pdf (дата обращения 02.02.2016)
4. National Centers for Environmental Information. National oceanic and atmospheric administration [сайт] [Электронный ресурс]. URL: http://www.ngdc.noaa.gov/IAGA/vmod/igrf.html (дата обращения 07.11.2015).
5. National Centers for Environmental Information. National oceanic and atmospheric administration [сайт] [Электронный ресурс]. URL: https://www.ngdc.noaa.gov/geomag/WMM/DoDWMM.shtml (дата обращения 07.11.2015).
6. Manon Kok, Jeroen D. Hol, Thomas B. Schon, Fredrik Gustafsson and Henk Luinge. Calibration of a magnetometer in combination with inertial sensors // Information Fusion (FUSION). 15th International Conference. 9 - 12 July 2012. P. 787 - 793.
7. A Non-Linear, Two-Step Estimation Algorithm for Calibrating SolidState Strapdown Magnetometers / D. Gebre-Egziabher, G. Elkaim, J.D. Powell, B. Parkinson // 8th International St. Petersburg Conference on Navigation Systems (IEEE/AIAA). St. Petersburg, Russia, May 27-May 31. 2001. P. 10.
8. Salychev O.S. Applied Inertial Navigation: Problems and Solutions. M.:BMSTU Press, 2004. 304 p.
Зиновьев Петр Дмитриевич, инж., zinovyev.p.dagmail. com, Россия, Москва, АО «Центральный научно-исследовательский институт автоматики и гидравлики»,
Кветкин Георгий Алексеевич, канд. тех. наук, нач. лаборатории, cniiagacniiag.ru, Россия, Москва, АО «Центральный научно-исследовательский институт автоматики и гидравлики»
STRAPDOWNINERTIAL NAVIGATION SYSTEM BASED ON MEMS SENSORS
WITH ERROR CORRECTION
P.D. Zinovyev, G.A. Kvetkin
This paper presents known correction methods analysis of the strapdown inertial navigation system based on MEMS IMU errors, by means of additional signal from GPS module and magnetometer. Environmental test data for the analysis are used.
Key words: SINS, MEMS, GNSS, magnetometer, correction, Kalman Filter.
Zinovyev Petr Dmitrtievich, engineer, zinovyev.p. dagmail. com, Russia, Moscow, Joint-Stock-Company "CRI of Automatics and Hydraulics ",
Kvetkin Georgiy Alekseevich, candidate of technical sciences, head of laboratory, cniaag@cniaag. ru, Russia, Moscow, Joint-Stock-Company "CRI of Automatics and Hydraulics "
УДК 629.7.05
ПРОГРАММНАЯ РЕАЛИЗАЦИЯ АЛГОРИТМА ФУНКЦИОНИРОВАНИЯ АВТОНОМНОЙ СИСТЕМЫ БЛИЖНЕЙ РАДИОНАВИГАЦИИ ДЛЯ АВТОМАТИЗИРОВАННОЙ СИСТЕМЫ
ПОСАДКИ
С.В. Смирнов, А.В. Измайлов-Перкин
Осуществлена программная реализация алгоритма работы автономной системы ближней радионавигации. Приведена оценка точности полученного решения. Представлены в виде графиков результаты камеральной обработки данных экспериментальных полетов.
Ключевые слова: система ближней радионавигации, навигация, система посадки, геометрический фактор.
В связи с всё более широким распространением беспилотных летательных аппаратов (БЛА) различных классов, в том числе средних и крупных, возрастает потребность в обеспечении их надежной и безопасной системой посадки. Автоматизированная система посадки (АСП) представляет
45
