CC BY
167
Key words: control chart, NC machine tool, classification, corrective adjustment.
Pasko Nikolay Ivanovich, doctor of technical sciences, professor, _ pasko37@mail.ru. Russia, Tula, Tula State University,
Kartavtsev I.S., postgraduate, ivan_2la@mail.ru, Russia, Tula, Tula State University
УДК 629.591
ПОГРЕШНОСТИ НАВЕДЕНИЯ МАЛОГАБАРИТНОЙ СИСТЕМЫ СТАБИЛИЗАЦИИ С УВЕЛИЧЕННЫМИ УГЛАМИ
НАВЕДЕНИЯ
В. С. Захариков
Рассмотрена система стабилизации и наведения, обеспечивающая расширенный диапазон углов горизонтального и вертикального наведения. В результате моделирования работы системы определены погрешности системы стабилизации и наведения линии визирования, установленной на борту беспилотного летательного аппарата.
Ключевые слова: система стабилизации; погрешности наведения; углы наведения.
В настоящее время при поиске и сопровождении различных целей широкое применение получили беспилотные летательные аппараты (БПЛА). БПЛА характеризуются малыми габаритами и массой, и, как следствие, высокой маневренностью. Для максимального использования разрешающей способности оптико-электронных систем БПЛА применяются системы стабилизации и наведения линии визирования (ССиН ЛВ) [8]. Малые габариты БПЛА требуют применения легких и малогабаритных ССиН ЛВ. Высокая маневренность носителя и отслеживаемых целей требуют увеличения углов наведения ССиН ЛВ.
Обзор работ [1], посвященных ССиН, показал, что практически все существующие в настоящее время ССиН ЛВ построены на основе двухосного карданова подвеса. Недостатком такого исполнения является то, что при угле вертикального наведения близком к 90 ° проявляется эффект «складывания рамок», и, как следствие, не обеспечивается стабилизация и слежение за целью [2-6].
Ввиду отмеченного недостатка, в работе [7] предложена кинематическая схема ССиН ЛВ (рис.1), обеспечивающая углы наведения по высоте
234
±123 °, по азимуту ±180 °.
Анализ кинематических уравнений связей (1), рассматриваемой ССиН показал, что для обеспечения устойчивого движения при любых углах горизонтального и вертикального наведения необходимо выполнение дополнительного кинематического соотношения:
wуЗопт — 2Фз + (wx0 cos Фy — wz0 sin Фy )sin Фz
Ф у = —------------------------------------------------wyo;
y cos pz y
wzЗопт фуsin2pзsin фz , _ /14
Cpz =-------------=4-----------------wx0 (tg 2Фз cos Фу cos Фz + (1)
cos 2Фз
+ sin фу) - Wy0 tg 2фз sin фz - wz0 (cos фу - tg 2фз sin фу cos фz).
где фz - угол поворота внутренней рамки; (рз - угол поворота зеркала (рад); фу - угол поворота наружной рамки, рад; проекции векторов угловой скорости на связанные с ними оси юх-, юу-, ю^ (при этом i=0 - для
основания; i=1 - для наружной рамки; i = 2 - для внутренней рамки; i=3 -для зеркала), рад/с; юлу, юш - проекции угловой скорости цели на оси
системы координат, связанной с направлением на цель, рад/с; фз, фу, фz - относительные угловые скорости подвижного зеркала, внутренней рамки и наружной рамки, соответственно, рад/с.
Из первого уравнения выражения (1) следует, что для того, чтобы при фz ® 90° угловая скорость фу не стремилась к бесконечности, необходимо выполнение условия
2фз = юуЗопт + (юх0 фу — юz0 фу фz . (2)
Таким образом, движение ЛВ по двум осям при больших углах вертикального наведения обеспечивается дополнительной осью вращения.
При постоянном выполнении условия (2) угол фз может неограниченно нарастать (например, при наличии постоянной угловой скорости наведения по азимуту С0узопт). Из второго уравнения системы (1) видно, что
угол поворота фз подвижного зеркала 19 ограничен и не должен выходить за пределы ± (40...42)°. Кроме того, угол фз ограничен конструкцией ССиН. Поэтому управление необходимо строить таким образом, чтобы условие (2) выполнялось только при фz ® 90°, т.е. при угле, при котором
оси вращения наружной рамки и зеркала совпадают.
При фz ® 0 угол фз должен стремиться к нулю (в принятой системе координат). С учетом данных требований изменим условие (2) и потребуем выполнения следующего кинематического соотношения:
2 2
. \^у3опт + (wx0 cos фу — wz0 sin фу )sinФz]sin jz — kjз cos Фz
ф з _ 2 ’
где k > 0 - коэффициент, задающий отношение между максимальным углом фз и максимальной угловой скоростью фу; коэффициент
kjз cos2 фz определяет «жесткость» электрической пружины на оси вращения зеркала 19, которая образуется двигателем 2, коэффициентом обратной связи kjз cos фz и ДУ 21 (рис.1).
Для того, чтобы движение ССиН ЛВ соответствовало кинематическим уравнениям связей (1) и (3), необходимо сформировать соответствующие управляющие воздействия для исполнительных двигателей ССиН ЛВ:
Uз = —Kз (j údt)sin2 фz - K'y sin2 фz + £'фз cos2 jz,
Uy = — Ky (j (adt)cos jz — Ky [w^y — wy0] — K22фз cos фz
z
R Uy sin2j з sin j
Uz = - K z—R------KZ w„z--?■----,
cos2j5 cos2j5 (3)
где a и R являются погрешностями наведения ССиН по каналам азимута и угла места, соответственно; из, Uy, Uz (В) - задающие воздействия для
соответствующих двигателей; Kз, Ky, Kz - коэффициенты передачи контуров обратной связи соответствующих двигателей по сигналу ошибки стабилизации, В • с рад; к' - коэффициент, задающий отношение между
максимальным углом js и максимальной угловой скоростью jy, ;
K'y, K'z - коэффициенты передачи по внешним сигналам управления,
пропорциональным соответствующим угловым скоростям наведения.
В соответствии с описанным в работе [2] принципом работы ССиН и представленными выше уравнениями построена функциональная схема ССиН (рис. 2).
Как известно, точность стабилизации и наведения во многом зависит от выбора ДУС. При построении малогабаритной ССиН ЛВ важными параметрами являются масса и габариты самого ДУС и точность измерений скоростей. Поэтому при исследовании системы учтены математические модели волоконно-оптического (ВОГ, ВГ941AS фирмы «Физоптика», масса 25 г, габариты 24х50 мм) и микромеханического гироскопов (ММГ, ADXRS620 фирмы Analog Devices, масса меньше 0,5 г).
Для оценки погрешностей стабилизации и наведения в программе Matlab проведено моделирование работы системы. Моделирование прове-
236
дено при параметрах качки основания, приведенных в табл.1 [8].
Таблица 1
Параметры качки основания ССиН ЛВ, установленной на борту БПЛА
Параметр Ось системы координат
Х 0 *0 2 0
Амплитуда угловой скорости качки основания, Оо, рад/с 1 0,9 0,5
Частота качки основания Г/о, Гц 1 0,5 1,5
Рис. 1. Принципиальная кинематическая схема ССиН: 1, 5,11 - блоки управления исполнительными двигателями; 2, 8,14 - исполнительные двигатели; 3 - внутренняя рамка; 4,13,18, 20 - датчики угловой скорости (ДУС); 6 - блок вычисления погрешностей стабилизации линии визирования: а - погрешность по азимуту; в - погрешность по углу места; 7, 21 - датчики угла; 9 - наружная рамка;
10 - основание; 12 - фотоприемное устройство с объективом; 15,16, 17 - зеркала, жестко связанные с наружной рамкой; 19 - подвижное зеркало; ОХ07020 - система координат, связанная с подвижным
основанием
237
Рис. 2. Функциональная схема работы ССиН ЛВ
Результаты моделирования погрешностей наведения приведены в
табл. 2.
Таблица 2
Режим Погрешности стабилизации, угл.с
идеальный ДУС ВОГ ММГ
а в а В а в
Стабилизации 4,8 3 14,5 11 17 40
Наведения при постоянной скорости слежения за целью 5,2 4,2 16 70 16 78
Наведение при переменной скорости слежения за целью 5 4 13 22 14 50
Полученные значения погрешностей стабилизации и наведения являются амплитудными и получены без учета моментов сил сухого трения, дополнительных возмущений, влияющих на измерение угловых скоростей. Из результатов моделирования видно, что использование ММГ в рассматриваемой ССиН позволяет достичь точности стабилизации и наведения приемлемой для БПЛА.
Список литературы
1. Захариков В.С., Смирнов В.А. Системы стабилизации и наведения линии визирования, выпускаемые отечественной и зарубежной про-
238
мышленностью // Известия ТулГУ. Технические науки, Тула, 2011.
С.80-86.
2. Автоматическая стабилизация оптического изображения / Д.Н. Еськов [и др.]. Л.: Машиностроение, 1988. 240 с.
3. Бабаев А.А. Стабилизация оптических приборов. Л.: Машиностроение, 1975. 190 с.
4. Боднер В.А., Козлов М.С. Стабилизация летательных аппаратов и автопилоты М.: Оборонгиз, 1961. 508 с.
5. Пельпор Д.С. Гироскопические системы. Ч. 1. М.: Высшая школа, 1971. 567 с.
6. Рахтеенко Е.Р. Гироскопические системы ориентации. М.: Машиностроение, 1989. 227 с.
7. Смирнов В.А., Захариков В.С., Савельев В.В. Система стабилизации и наведения линии визирования с увеличенными углами обзора // Гироскопия и навигация. № 4. 2011. С. 4-11.
8. Лебедев А. А., Чернобровкин Л.С. Динамика полета беспилотных летательных аппаратов. М.: Машиностроение, 1973. 615 с.
9. Бабаев А.А. Стабилизация оптических приборов. Л.: Машиностроение, 1975. 190 с.
Захариков Вячеслав Сергеевич, аспирант, zaharikovvsaniail.ni. Россия, Тула, Тульский государственный университет
POINTING ERRORS SMALL-SIZED SYSTEM STABILIZATION WITH INCREASING
ANGLE OF GUIDANCE
V.S. Zaharikov
System stabilization and guidance providing extended range of horizon and vertical angles guidance was considered in this article. Errors of system stabilization and guidance of line of sight installing on board unmanned aerial vehicles was considered as a result modeling work system.
Key words: system stabilization, pointing errors, pointing angle.
Zaharikov Vyacheslav Sergeevich, postgraduate, Russian Federation, Tula, Tula State University
