CC BY
9
СИСТЕМНЫЙ АНАЛИЗ, УПРАВЛЕНИЕ И ОБРАБОТКА ИНФОРМАЦИИ
УДК 53.084.2
DOI: 10.24412/2071-6168-2021-10-175-192
РЕЗУЛЬТАТЫ ЭКСПЕРИМЕНТАЛЬНЫХ ИССЛЕДОВАНИЙ И ЛЁТНЫХ ИСПЫТАНИЙ ШЕСТИКАНАЛЬНОГО БЛОКА АКСЕЛЕРОМЕТРОВ С ЦИФРОВЫМИ СИСТЕМАМИ УПРАВЛЕНИЯ ДЛЯ КОСМИЧЕСКИХ КОРАБЛЕЙ «СОЮЗ» И «ПРОГРЕСС»
Д.М. Калихман, Л.Я. Калихман, Е.А. Депутатова, В.В. Скоробогатов, А.Ю. Николаенко, Д.С. Гнусарёв
В статье рассмотрены результаты лётных испытаний блока измерителей линейного ускорения (БИЛУ) на кварцевых маятниковых акселерометрах с цифровым усилителем обратной связи и широтно-импульсным управлением током датчика момента каждого измерительного канала, прошедшего лётные испытания в системе управления космического корабля «Союз МС-14». Рассмотрен комплекс вопросов, включающий в себя результаты самих лётных испытаний, а также результаты анализа параметров БИЛУ после лётных испытаний, подтвердивших стабильность основных технических характеристик прибора.
Ключевые слова: результаты испытаний, блок акселерометров, цифровая система управления, широтно-импульсная модуляция, импортозамещение.
Введение. Настоящая статья посвящена результатам летных испытаний шестиосного блока измерителя линейных ускорений - прибора БИЛУ, работающего с 2004 года в системе управления космических кораблей (КК) «Союз - ТМА» и «Союз - МС». История вопроса и схемотехнические решения, применённые в приборе БИЛУ, как с аналоговой, так и с цифровой системами управления каждым измерительным каналом, были рассмотрены в работе [1], поэтому схемотехнические и конструкторские решения в настоящей статье не рассматриваются. Синтез регулятора цифровой системы автоматического управления кварцевым маятниковым акселерометром подробно рассмотрен в работе [2].
Экспериментальные исследования прибора БИЛУ проводились в четырёх направлениях.
I направление. Сравнительные испытания измерителя линейного ускорения на кварцевых маятниковых акселерометрах с аналоговой обратной связью, выполненной с использованием импортной элементной базы, и аппаратной компенсацией температурных погрешностей, рассмотренных в [3], и измерителя линейного ускорения на тех же акселерометрах с цифровой обратной связью, выполненной на отечественной элементной базе, и алгоритмической компенсацией температурных погрешностей, описанной в работах [4, 5].
II направление. Статистическая обработка основных параметров измерителей линейных ускорений на кварцевых маятниковых акселерометрах, изготавливаемых в опытном производстве предприятия.
III направление. Анализ сохраняемости значений параметров измерителя линейного ускорения на кварцевых маятниковых акселерометрах с цифровой обратной связью после лётных испытаний по отношению к значениям тех же параметров при изготовлении прибора.
IV направление. Анализ шумовых составляющих кварцевого маятникового акселерометра с цифровой обратной связью, рассмотренный в работе [6].
Сравнительные испытания (I направление). Экспериментальные исследования проводились на шестиканальном блоке измерителей линейного ускорения - приборе БИЛУ, имеющем в качестве чувствительных элементов кварцевые маятниковые акселерометры и электронику, выполненную по схеме, рассмотренной в [3], т.е. аналоговую обратную связь с аппаратной компенсацией температурных погрешностей акселерометров, реализованной с использованием импортной элементной базы.
Проводился контроль всех параметров прибора - смещения нулевого сигнала, масштабного коэффициента, стабильности этих параметров в заданном температурном диапазоне 0°С ... +40°С, с определением достигнутой термоинвариантности смещения нулевого сигнала и масштабного коэффициента.
Затем в одном из измерительных каналов прибора БИЛУ были заменены электронные блоки, реализующие аналоговую обратною связь, на электронные блоки, реализующие цифровую обратную связь с ШИМ-управлением током датчика момента. Новые электронные блоки были выполнены на полностью отечественной элементной базе по схемам, описанным в [2, 5]. При этом была выполнена регулировка измерительного канала с контролем соответствия значений всех параметров установленным допускам.
На рис. 1 приведены результаты экспериментальных исследований нулевого сигнала (смещения нуля) измерительных каналов приборов БИЛУ на акселерометрах с аналоговой и цифровой обратными связями.
Анализ результатов измерений смещения нуля, приведенных на рис. 1, измерительного канала, доработанного указанным образом, показывает:
- смещение нуля измерительного канала в нормальных условиях и на крайних температурах рабочего диапазона 0°С и +40°С лежит глубоко в допуске и не превышает 0,0001 g;
- смещение нуля измерительного канала характеризуется временной стабильностью, что подтверждается значениями смещения нуля, которые измерялись в различных запусках с декабря 2015 г. по март 2016 г. в нормальных условиях и на крайних температурах рабочего диапазона 0°С и +40°С. При этом следует отметить, что в промежутках времени между запусками прибору задавались дестабилизирующие воздействия в виде выдержки в течение 12 часов при температурах +50°С и -50°С. После таких воздействий выполняли измерение смещения нуля, значение которого возвращалось практически к значению, измеренному до дестабилизирующего воздействия;
- изменение смещения нуля измерительного канала в диапазоне температур от НУ до 0°С не превышает величины 0,000091 g; в диапазоне температур от НУ до +40°С не превышает величины 0,000050 g. Этими значениями характеризуется достигнутая термоинвариантность смещения нуля измерительного канала, включающего чувствительных элемент кварцевого маятникового акселерометра и цифровую систему управления, в которой реализована алгоритмическая компенсация температурной зависимости смещения нуля прибора.
0.002
Смещение нуля, g
O.OD D001 °-"Т9' ""'О54 МОНШ -0 000)27 0,0000DO Н ШИН Г I ♦-1 I-♦ I Л, I--1-*
с
с
п
а =
С
0,001
0:000
-0,001
-0,002
Результаты измерений И С привара с цифровой обратной сзязью и Ш ИМ-управлением током датчика момента
Результаты измерений НС прибора с ана логовой обратной связью
Рис. 1. Результаты измерений временной стабильности смещения нуля измерительных каналов прибора БИЛУ на акселерометрах с аналоговой и цифровой обратными связями
176
Из рис. 1 видно, что уровень нулевого сигнала акселерометра с аналоговой обратной связью (первая точка на графике от 16.12.2014 г.) сохраняется для того же чувствительного элемента с цифровой обратной связью в течение длительного периода времени - в течение 2 лет, что характеризует хорошую временную стабильность.
На рис. 2 приведены сравнительные результаты измерений смещений нуля измерительных каналов с аналоговой (АСУ) и цифровой (ЦСУ) системами управления в рабочем диапазоне температур, из которых видно, что смещение нулей также лежит глубоко в допуске.
0.002
0.001
0.000
-0.001
-0,002
Смещение пуля, g
о .о ■:■ о О 4 5 6 ■
».нон; 0'С
ИзМ еритемный канал с ЦСУ
ГТ
I ^ у Измерим е.-ь^ый 4П V7 канал с АСУ
Рис. 2. Сравнительные результаты измерений смещения нуля измерительных каналов с аналоговой (АСУ) и цифровой (ЦСУ) системами управления в рабочем диапазоне температур
В рамках проведенных испытаний подтверждена временная стабильность масштабного коэффициента от запуска к запуску (рис. 3), при этом запуски выполнялись в течение времени с декабря 2014 г. по март 2016 г. Между запусками прибору задавались дестабилизирующие температурные воздействия, аналогичные воздействиям при измерении смещения нуля. При этом изменение масштабного коэффициента в проведенных запусках, в том числе и после дестабилизирующих воздействий, не превышает значений от тысячных долей процента до 0,01%.
Поскольку измерения проводились как в нормальных условиях, так и при крайних температурах рабочего диапазона от 0°С до +40°С, то это также подтвердило обеспеченную в приборе термоинвариантность масштабного коэффициента.
В рамках проведенных испытаний нелинейность масштабного коэффициента измерительного канала с ЦСУ проверялась как в диапазоне линейных ускорений ±1 g, так и заданием линейных ускорений центрифугой при испытаниях макетного образца прибора.
Масштабный коэффициент К^ , мм/сбит 4.015 т--—-
3,990
3,985
Результаты измерений МК прибора с цифровой ооратной / связью и ШИН-упраелением током датчика момента
Результаты измерений МК прибора с аналоговой обратной сеязью
Рис. 3. Результаты измерений временной стабильности масштабного коэффициента измерительного канала с цифровой системой управления
При проверке нелинейности прибор устанавливался на оптическую делительную головку (ОДГ) таким образом, чтобы при разворотах прибора последовательно на углы с помощью ОДГ на ось чувствительности акселерометра с ЦСУ проектировались составляющие вектора ускорения силы тяжести равные
+1 ^ +0,9428 ^ +0,5773 ^ +0,3333 ^ -0,3333 ^ -0,5773 ^ -0,9428 ^ -1 g.
Для каждого действующего по оси чувствительности значения проекции ускорения силы тяжести в пределах ±1 g измерялся масштабный коэффициент:
к 81 /к, мм/с/имп
где к = 1.8 - действующие по оси чувствительности значения проекций линейного ускорения, мм/с2; /к - средние за период То значения частоты следования импульсов выходной информации, имп/с.
По значениям Км^кё вычислялось среднее значение масштабного коэффициента Км и
его нелинейность как максимальное отклонение значений от среднего Км.
Для акселерометра измерительного канала была при этом выполнена алгоритмическая компенсация температурных погрешностей масштабного коэффициента и смещения нуля. Полученные значения нелинейности масштабного коэффициента не превышают 0,013%, а после воздействия дестабилизирующих факторов не превышают 0,014%.
Нелинейность масштабного коэффициента, измеренная при задании центрифугой линейных ускорений в диапазоне ±10 g, не превышает 0,027%.
Испытания показали, что потребляемая мощность измерительного канала при использовании схемы УОС с ЦСУ снижается на 40% по сравнению с потребляемой мощностью измерительного канала при использовании схемы, описанной в [3]. Это является следствием снижения числа ЭРИ, используемых в схемотехническом решении построения прибора при его модернизации, и исключения в приборе устройства, обеспечивающего релейное регулирование температуры в диапазоне >30°С при температуре внешней среды 0°С.
Упрощается процесс регулирования прибора БИЛУ, исключается из схемы комплект регулировочных резисторов, которые использовались в схеме УОС с аналоговой системой управления.
Статистическая обработка (II направление). После того как прибор разработан и передан в производство важна оценка стабильного обеспечения производством соответствия значений основных параметров прибора требованиям документации. Для этого выполняется статистическая обработка параметров для партии приборов, строятся графики функций распределения плотности вероятности и сравнивается для каждого параметра интервал М ±3о со значением допуска на параметр.
Если интервал М ±3о лежит в поле допуска, то обеспечение в производстве этого параметра носит стабильный характер.
Ниже приводятся результаты статистической обработки (рис. 5-рис. 11), выполненные для основных параметров шестиосного измерителя линейных ускорений - прибора БИЛУ, изготавливаемого в опытном производстве. При этом для оценки комплексного параметра «погрешность измерения вектора ускорения силы тяжести шестью измерительными каналами» прибор поочередно устанавливается в положения Шх, Шу, Шг, в которых направления осей ОХ, ОУ и 02 прибора ориентированы вдоль вектора ускорения силы тяжести. Оси чувствительности измерительных каналов 1-6 расположены неортогонально относительно направления вектора ускорения силы тяжести. Контроль точностных параметров производят в трёх запусках. На рис. 4 а), б), в) приведены способы установки прибора БИЛУ в положения 111х, 111у, 111г, где ОЧ 1-ОЧ 6 - оси чувствительности измерительных каналов 1-6, соответственно.
Для графика на рис. 5:
- допуск [±0,00200000] g;
- распределение сосредоточено на интервале: [-0,00024625 - 0,00022346] g;
- математическое ожидание М = 0,00000845 g;
- среднеквадратическое отклонение о = 0,00009787 g;
- М±3о = [-0,00028517 - 0,00030206] g;
- М±2о = [-0,00018730 - 0,00020419] g;
- М±о = [-0,0000894 - 0,00010632] g.
Рис. 4. Установка прибора в кронштейне: а - в положении 111х; б - в положении 111у;
в - в положении Шг
среднего значения систематической составляющей нулевого сигнала по трем запускам
179
дне, г
0,000075
0,000050
-0,000025
0,000025
0.000050
0,000075
Рис. 6. График функции распределения плотности вероятности случайной составляющей нулевого сигнала от запуска к запуску
Для графика на рис. 6:
- допуск [±0,00007500] g;
- распределение сосредоточено на интервале: [-0,00001017 - 0,00004949] g;
- математическое ожидание М = 0,000016 g;
- среднеквадратическое отклонение о = 0,0000112 g;
- М±3о = [-0,00001755 - 0,00004955] g;
- М±2о = [-0,00000636 - 0,00003837] g;
- М±о = [-0,00000482 - 0,00002718] g.
лш/с-бнт
Рис. 7. График функции распределения плотности вероятности среднего значения масштабного коэффициента во всем диапазоне измерения линейньхускорений
Для графика на рис. 7:
- допуск [4,00000000±0,014] мм/сбит;
- распределение сосредоточено на интервале: [3,9998936 - 4,00134776] мм/с-бит;
- математическое ожидание М = 4,000283194 мм/с-бит;
- среднеквадратическое отклонение о = 0,000369115 мм/с-бит;
- М±3о = [3,999175849 - 4,001390539] мм/с-бит;
- М±2о = [3,999544964 - 4,001021424] мм/с-бит;
- М±о = [3,999914079 - 4,000652309] мм/с-бит.
8А',„%
-0,05
-0,025
М-Ъо ^ М
0,025
0,05
Рис. 8. График функции распределения плотности вероятности нелинейности масштабного коэффициента 180
Для графика на рис. 8:
- допуск [±0,050] %;
- распределение сосредоточено на интервале: [-0,012 - 0,024] %;
- математическое ожидание М = 0,0059 %;
- среднеквадратическое отклонение о = 0,0062 %;
- М±3о = [-0,0129 - 0,0246] %;
- М±2о = [-0,0066 - 0,0184] %;
- М±о = [-0,0004 - 0,0121] %.
р 1111111 III : 1 1 II 1 III 1 1 I III 1 1 111111 1 1 1 1 1 1 1 >' 1.111 ё 11111 ? а- 1111111 Е- -§ м п 1 |\ г 1 -8 II 1 II 1 и/1 1 |\| 1 N11111 ■ММ 1 1 1 1 1 |Л/+Зо %
-0 1 М-Ъа М ' 1 05 -0,025 0 0,025 0, 05
Рис. 9. График функции распределения плотности вероятности погрешности измерения вектора g шестью измерительными каналами прибора при установки прибора в положение Шх
Для графика на рис. 9:
- допуск [±0,050] %;
- распределение сосредоточено на интервале: [-0,018 - 0,005] %;
- математическое ожидание М = -0,012 %;
- среднеквадратическое отклонение о = 0,0036 %;
- М±3о = [-0,0228 - -0,0013] %;
- М±2о = [-0,0192 - -0,0049] %;
- М±о = [-0,0156 - -0,0085] %.
Рис. 10. График функции распределения плотности вероятности погрешности измерения вектора g шестью измерительными каналами прибора при установки прибора в положение Шу
Для графика на рис. 10:
- допуск [±0,050] %;
- распределение сосредоточено на интервале: [-0,013 - 0,007] %;
- математическое ожидание М = -0,0024 %;
- среднеквадратическое отклонение о = 0,0044 %;
- М±3о = [-0,0155 - 0,0107] %;
- М±2о = [-0,0112 - 0,0064] %;
- М±о = [-0,0068 - 0,0020] %. Для графика на рис. 11:
- допуск [±0,050] %;
- распределение сосредоточено на интервале: [-0,011 - 0,012] %;
- математическое ожидание М = -0,026 %;
- среднеквадратическое отклонение g = 0,0054 %;
- M±3g = [-0,0189 - 0,0137] %;
- jW±2g = [-0,0134 - 0,0082] %;
- jW±g = [-0,0080 - 0,0028] %.
Статистическая обработка точностных параметров партии приборов БИЛУ, изготовленных в опытном производстве, показала, что все параметры соответствуют требованиям документации и интервал распределения их значений М±ЗG меньше поля допуска. Это означает, что производство приборов носит стабильный характер.
Анализ временной сохраняемости параметров (III направление). Приборы систем управления космических изделий в виду особой ответственности решаемых приборами задач не подлежат использованию после лётных испытаний. Приборы, используемые в системах управления космическими кораблями «Прогресс-МС» и «Союз-МС», прекращают существование вместе с изделиями при завершении их эксплуатации. Единственным исключением являются приборы, которые возвращаются на Землю в составе спускаемого аппарата.
Рассмотрим исследование параметров прибора БИЛУ с цифровой системой управления измерительным каналом акселерометра, построенного с использованием только отечественных ЭРИ, после завершения лётных испытаний [4].
Возможность анализа стабильности параметров прибора после лётных испытаний в составе системы управления спускаемого аппарата представилась, поскольку для апробации ряда новых технических решений, в том числе, - и вновь разработанной цифровой системы управления измерителя линейных ускорений - прибора БИЛУ, - предприятием ПАО «РКК «Энергия» в 2019 г. был проведён беспилотный пуск корабля «Союз МС-14», и после завершения с положительными результатами лётных испытаний прибор БИЛУ был передан предприятию-разработчику для анализа параметров и точностных характеристик.
Рассмотрим оценку стабильности параметров прибора после лётных испытаний. При проведении лабораторных отработочных испытаний (ЛОИ) и совместных отработочных испытаний (СОИ) выполняется проверка параметров прибора после каждого эксплуатационного воздействия, заданного в техническом задании, - после ударов, вибраций, линейных перегрузок и иных внешних возмущающих воздействиях.
Прибор, прошедший лётные испытания, транспортировался в составе изделия на Байконур, подвергался одновременному комплексному воздействию ударов, вибраций и других дестабилизирующих факторов. Можно считать, что прибор прошел повторные отработочные испытания при одновременном воздействии всех эксплуатационных возмущений, заданных в техническом задании, проверки на каждое из которых прибор проходил при проведении отработочных испытаний на предприятии-изготовителе. Как было отмечено, после завершения лётных испытаний к приборам космического назначения не предъявляются требования по сохранению значений параметров. Поэтому проведенные исследования выявили конструктивные запасы прибора.
Целью проведенных испытаний являлось выявление конструктивных запасов прибора, которые оцениваются путём контроля сохранения значений параметров после летных испытаний.
Критерием конструктивных запасов прибора, прошедшего летные испытания, - после одновременного воздействия всей совокупности эксплуатационных возмущений, - можно считать соответствие после лётных испытаний значений параметров прибора допускам, установленным в конструкторской документации.
Прибор БИЛУ - шестиканальный, все каналы имеют одинаковую конструкцию, которая была рассмотрена в [1]. Как отмечено в [1], конструкция прибора БИЛУ и избыточность его измерительных каналов существенно повышают его надёжность. Тем не менее, несмотря на повышенную надёжность разработанной конструкции прибора, переход на резервную «тройку», а, тем более, отказ одного или нескольких каналов в условиях полёта, являются ситуацией чрезвычайной и абсолютно нежелательной, поэтому задача контроля параметров после первых лётных испытаний БИЛУ является необходимой и весьма актуальной.
Проверки после лётных испытаний могут быть выполнены несколько раз через определенные временные интервалы. Поскольку все шесть измерительных каналов прибора имеют одинаковую конструкцию, то значения параметров прибора могут рассматриваться в качестве массива случайных величин, для которых могут быть определены статистические характеристики - математическое ожидание М, среднеквадратическое отклонение о и интервал значений нормально распределенной случайной величины М±3о, которые характеризуют конструкцию, сохраняющую значения основных параметров, измеренных при изготовлении прибора.
В качестве критерия конструктивных запасов прибора можно рассматривать изменения параметров прибора после лётных испытаний по отношению к их значениям при изготовлении. Это более «жёсткий» критерий оценки конструктивных запасов прибора.
Ниже приведены результаты статистической обработки основных параметров прибора путем сравнения:
- статистических характеристик М, М±3а каждого рассматриваемого параметра, измеренного на указанном массиве значений после лётных испытаний, с установленными в документации допусками на данный параметр (рис. 12 - рис. 16);
- статистических характеристик М, М±3о изменений каждого рассматриваемого параметра, измеренного на указанном массиве значений после лётных испытаний, по отношению к его значению, записанному в формуляр прибора (рис. 17 - рис. 19);
- статистических характеристик М, М±3о изменений термоинвариантности параметров прибора после лётных испытаний по отношению к термоинвариантности параметров, обеспеченной при изготовлении прибора (рис. 20, рис. 21).
Значения масштабного коэффициента после ЛИ, мм/с-бит
Допуск 11
Допуск 11
Значения М
М-о М+о М-2о М+2о М-3о М+3о -Допуск -Допуск +
3,985 3,9875 3,99 3,9925 3,995 3,9975
4,0025 4,005 4,0075 4,01 4,0125 4,015
+
М
4
Рис. 12. Значения масштабного коэффициента в нормальных условиях после лётных испытаний по отношению к допуску, мм/с-бит
Для графика на рис. 12:
- допуск [4,00000000±0,0136] мм/с-бит;
- математическое ожидание М = 3,998658601 мм/с-бит;
- среднеквадратическое отклонение о = 0,000516259 мм/с-бит;
- М±3о = [3,997109824 - 4,000207378] мм/с-бит;
- М±2о = [3,997626083 - 3,999691119] мм/с-бит;
- М±о = [3,998142342 - 3,99917486] мм/с-бит.
183
Для графика на рис. 13:
- допуск [±0,002]
- математическое ожидание М = -0,000101493
- среднеквадратическое отклонение о = 0,000264737
- М±3о = [-0,000895702 - 0,000692717]
- М±2о = [-0,000630966 - 0,000427981]
- М±о = [-0,000366229 - 0,000163244]
Допуск" Н-
Значения систематической составляющей нулевого сигнала после ЛИ, g
М-3ст М-2ст М-ст
М+ст М+2ст М+3ст
Допуск"+"
-+-
• Значения
-М
-М-ст
М+ст
-М-2ст
-М+2ст
-М-3ст
-М+3ст
— - - Допуск -
— - - Допуск +
-0,0021 -0,0016 -0,0011 -0,0006 -0,0001
0,0004
0,0009 0,0014
0,0019
М
Рис. 13. Значения систематической составляющей нулевого сигнала в нормальных условиях после лётных испытаний по отношению к допуску, g
Рис. 14. Значения случайной составляющей нулевого сигнала от запуска к запуску в нормальных условиях после лётных испытаний по отношению к допуску, g
Для графика на рис. 14:
- допуск [±110-4]
- математическое ожидание М = 0,0604-Ю-4
- среднеквадратическое отклонение о = 0,0460-Ю-4
- М±3о = [-0,0777-Ю-4 - 0Д985 10-4]
- М±2о = [-0,0317-Ю-4 - 0Д524 10-4] -М±о = [0,0144-Ю-4 - 0,1064-10-4] Для графика на рис. 15:
- допуск [4,00000000±0,0136] мм/с-бит;
- математическое ожидание М = 3,998293428 мм/с-бит;
- среднеквадратическое отклонение о = 0,000647712 мм/с-бит;
- М±3о = [3,996350292 - 4,000236563] мм/с-бит;
- М±2о = [3,996998004 - 3,999588851] мм/сбит;
- М±о = [3,997645716 - 3,998941139] мм/сбит.
Значения масштабного коэффициента на ПРИ после ЛИ при крайних температурах (0 и 40)°С, мм/с бит
Допуск'
М-3а
М+3а
Допуск"+"
> Значения
-М
-М-а
-М+а
-М-2а
-М+2а
-М-3а
-М+3а
— - - Допуск -
— - - Допуск +
3,985 3,9875 3,99 3,9925 3,995 3,9975
4,0025 4,005 4,0075 4,01 4,0125 4,015
М
4
Рис. 15. Значения масштабного коэффициента при крайних температурах рабочего диапазона (0°С и 40°С) после лётных испытаний по отношению к допуску, мм/сбит
Значения систематической составляющей нулевого сигнала на ПРИ после ЛИ при крайних температурах (0 и 40)°С, д
Допуск'
М-3а М-2а М-а
М+а М+2а М+3а
Допуск"+"
Ш Значения
-М
-М-а
-М+а
-М-2а
-М+2а
-М-3а
-М+3а
— - - Допуск -
— - - Допуск +
-0,0021
-0,0016
-0,0011
-0,0006
-0,0001
0,0004
0,0009
0,0014
0,0019
М
Рис. 16. Значения систематической составляющей нулевого сигнала при крайних температурах рабочего диапазона (0°С и 40°С) после лётных испытаний по отношению
к допуску, g
Для графика на рис. 16:
- допуск [±0,002]
- математическое ожидание М = -0,00005874
- среднеквадратическое отклонение о = 0,000263675
- М±3о = [-0,000849766 - 0,000732283]
- М±2о = [-0,000586091 - 0,000468608]
- М±о = [-0,000322417 - 0,000204933]
Далее рассмотрим изменение основных параметров прибора после лётных испытаний по отношению к их фактическим значениям до лётных испытаний, записанных в формуляр прибора. Результаты оценки данных параметров представлены на графиках, изображенных на рис. 17 - 19.
Допуск"
Изменение масштабного коэффициента после ЛИ по отношению у формулярному, %
М-3ст М-2ст
М+2ст М+3ст
Допуск "
д
М
М-ст М+ст М-2ст М+2ст М-3ст М+3ст Допуск -Допуск +
0,021
-0,016
-0,011
-0,006
-0,001
0,004
0,009
0,014
0,019
М-ст
М
Рис. 17. Изменение масштабного коэффициента после лётных испытаний по отношению к формулярному значению, %
Для графика на рис. 17:
- допуск [±0,02] %;
- математическое ожидание М = -0,000729188 %;
- среднеквадратическое отклонение о = 0,002894551 %;
- М±3о = [-0,009412842 - 0,007954467] %;
- М±2о = [-0,00651829 - 0,005059915] %;
- М±о = [-0,003623739 - 0,002165364] %.
Изменение систематической составляющей нулевого сигнала после ЛИ по отношению у формулярному, д
-2,5Е-04 -2,0Е-04 -1,5Е-04 -1,0Е-04 -5,0Е-05 0,0Е+00 5,0Е-05 1,0Е-04 1,5Е-04 2,0Е-04 2,5Е-04
Рис. 18. Изменение систематической составляющей нулевого сигнала после лётных испытаний по отношению к формулярному значению, g
Для графика на рис. 18:
- допуск [±110-4]
- математическое ожидание М = 0Д04275 10-4
- среднеквадратическое отклонение о = 0,751047-10-4 -М±3о = [-2Д4887-10-4 - 2,35742-10-4]
-М±2о = [-1,39782-Ю-4 - 1,60637-10-4] -М±о = [-0,646772-Ю-4 - 0,855322-Ю-4] Для графика на рис. 19:
- допуск по ТУ [±1-10-4]
- математическое ожидание М = -0,0160083-Ю-4
- среднеквадратическое отклонение о = 0,0582592-10-4
- М±3о = [-0Д90786 10-4 - 0Д58769 10-4] g;
- М±2о = [-0Д32527 10-4 - 0Д0051 10-4] g;
- М±о = [-0,0742675-Ш-4 - 0,0422509-10-4] g.
Графики изменения термоинвариантности масштабного коэффициента и систематической составляющей нулевого сигнала прибора после лётных испытаний по отношению к термоинвариантности этих параметров, обеспеченной при изготовлении прибора приведены на рис. 20 и рис. 21, соответственно.
Рис. 19. Изменение случайной составляющей нулевого сигнала от запуска к запуску после лётных испытаний по отношению к формулярному значению, g
Рис. 20. Разность изменений значений масштабного коэффициента до и после лётных испытаний между нормальными условиями и крайними температурами (0°С и 40°С), %
Для графика на рис. 20:
- математическое ожидание М = -0,00220963 %;
- среднеквадратическое отклонение о = 0,007286512 %;
- М±3о = [-0,024069166 - 0,019649907] %;
- М±2о = [-0,016782654 - 0,012363395] %;
- М±о = [-0,009496142 - 0,005076883] %.
187
Разность изменений значений систематической составляющей нулевого сигнала до и после ЛИ между НУ и крайними температурами (0 и 40)°С, д
М-3ст М-2ст М-ст М М+ст М+2ст М+3ст
-0,00012 -0,00007 -0,00002 0,00003 0,00008 0,00013 0,00018
Рис. 21. Разность изменений значений систематической составляющей нулевого сигнала
до и после лётных испытаний между нормальными условиями и крайними
температурами (0°С и 40°С), g
Для графика на рис. 21:
- математическое ожидание М = 0,511867-Ш-4 g;
- среднеквадратическое отклонение о = 0,548214-10-4 g;
-М±3о = [-1Д3278-10-4 - 2Д5651 10-4] g;
- М±2о = [-0,584561-Ш-4 - 1,60829-Ш-4] g;
- М±о = [-0,0363473-Ш-4 - 1,06008-Ш-4] g.
Вследствие неортогональной ориентации осей чувствительности шести измерительных каналов прибора БИЛУ, как это показано в [1], для контроля прибора введен комплексный параметр, зависящий, с одной стороны, от погрешностей основных параметров, вносимых в формуляр прибора, - масштабного коэффициента, составляющих нулевого сигнала и углов ориентации осей чувствительности, и, с другой стороны, определяемый по известной для каждого места контроля прибора величине модуля ускорения силы тяжести. Этот комплексный параметр используется и для входного контроля прибора, что обеспечивает точность входного контроля при минимизации времени и технических средств проведения входного контроля. Прибор устанавливается в три положения, при которых оси координат XYZ поочередно ориентируются вдоль вертикали места. В каждом положении измеряются проекции модуля вектора ускорения силы тяжести на оси чувствительности шести измерительных каналов и через обратную матрицу рассчитывается модуль вектора ускорения силы тяжести.
Допуск на точность измерения модуля вектора силы тяжести шестью измерительными каналами задан ±0,05%, который после лётных испытаний изменился на ±0,002% по отношению к формулярному значению.
Анализ шумовых составляющих (IV направление). Приводятся результаты исследований [6] с использованием серии экспериментальных данных акселерометра с ЦСУ и анализируются его погрешности согласно методике, принятой на ряде отечественных промышленных предприятий, в том числе и на ПО «Корпус» и соответствующей ГОСТ Р 8.736-2011 [7], и методике, соответствующей международному стандарту института инженеров электротехники и электроники IEEE Std 1554-2005 [8].
Для оценки шумовых составляющих в выходном сигнале акселерометра регистрируются «нулевые» значения выходного сигнала x(t). Выходные сигналы содержат дрейф (совокупность шумовых составляющих) gdp(t), систематическую составляющую ga^m и погрешность базы (погрешность ориентации оси чувствительности акселерометра по отношению к вертикали места его закрепления) gsA:
x(t) = gdp(t) + g аист ± gSА,
где знак gsA определяется проверкой установки базы.
188
Случайная составляющая нулевого сигнала в запуске. Эта составляющая является одной из тех, которые определяют принадлежность к классу точности прибора (низкий, средний или прецизионный), и ее уровень может быть оценен по формуле:
x — x ■
B_ max min
2
где Хшах, хтт - максимальное и минимальное значения выходного сигнала х(0 при испытании прибора в одном запуске длительностью 30 мин с временем осреднения 100 с.
Дрейф выходных сигналов можно определить из выражения: gдр(t) = go(0 - gсист + gSА (для Цю), где g0(t) - измеренные значения выходного сигнала х(0, пересчитанные в единицы g с учетом масштабного коэффициента акселерометра.
Согласно международному стандарту определение шумовых составляющих выходного сигнала можно проводить с использованием метода вариаций Аллана [9, 10]. Согласно методу, можно определить такие составляющие как погрешность квантования выходного сигнала Q, случайное блуждание выходного сигнала N случайную составляющую нулевого сигнала в запуске В, случайное блуждание скорости изменения выходного сигнала К и случайный уход выходного сигнала (изменение скорости выходного сигнала с нарастанием дрейфа во времени) Я.
В частности, случайная составляющая нулевого сигнала в запуске, соответствующая фликкер шуму, определяется из выражения:
B =
п
2 • ln2
•с(Тср) « 1,5-с(тСр),
где хср - среднее значение времени осреднения на участке аппроксимированной кривой к графику девиаций Аллана при коэффициенте наклона аппроксимированной кривой равной нулю
[9].
Для исследуемого акселерометра значение систематической составляющей нулевого сигнала составило gсист = -5,0137-Ю-4 g, значение погрешности базы - gsА = 3,8549-Ю-4 g. Значения случайной составляющей нулевого сигнала в запуске В, рассчитанные в соответствии с методиками из российского [7] и международного [8] стандартов для различных значений времени осреднения, сведены в табл. 1. При этом время осреднения 100 с задано в технических условия на прибор, а время 200 с получено из метода вариаций Аллана.
Согласно таблице близость значений, полученных с использованием разных методик для одинакового времени осреднения 200 с, позволяет сделать вывод о том, что при определении случайной составляющей нулевого сигнала в запуске используемая методика значения не имеет, но время осреднения выходного сигнала рекомендуется определять из метода вариаций Аллана.
Значения случайной составляющей^ нулевого сигнала в запуске
Время осреднения В соответствии с методикой из российского стандарта В соответствии с методикой из международного стандарта
100 с 410-6 g -
200 с 2,5-10-6 g 2,1-10-6 g
Также для акселерометра по оценке методом вариаций Аллана были получены следующие значения шумовых составляющих [6]:
Q = 6,3603-10-10 ^ч; N = 2,2306-10-7 g•ч1/2; К = 5,116710-6 g/ч1/2.
Выводы. Таким образом, экспериментальные исследования и лётные испытания прибора БИЛУ с цифровой обратной связью и ШИМ-управлением током датчика момента каждого измерительного канала подтвердили следующие результаты и теоретические положения:
1. переход на отечественную элементную базу и цифровую систему управления позволил обеспечить основные технические характеристики прибора не хуже, чем у его аналогового варианта, оговоренных в техническом задании на прибор.
2. линейность масштабного коэффициента удалось обеспечить не ниже 0,014 %, т.е. несколько улучшить по сравнению с 0,02 % в приборе с аналоговой системой управления.
3. масса прибора БИЛУ уменьшилась на 0,5 кг, а энергопотребление каждого измерительного канала снизилось на 40 %.
Список литературы
1. Калихман Д.М., Калихман Л.Я, Скоробогатов В.В., Николаенко А.Ю., Гнусарёв Д.С. Шестиосный блок акселерометров для КК «Союз» и «Прогресс». История развития: от аналоговой системы управления измерительным каналом к цифровой // Известия Тульского государственного университета. Технические науки. 2019. Вып. 8. С. 83-106.
2. Гребенников В.И., Депутатова Е.А., Калихман Д.М., Калихман Л.Я., Скоробога-тов В.В. Маятниковый акселерометр с цифровым управлением и новыми функциональными возможностями // Известия РАН. Теория и системы управления, № 2, 2021. С. 73-95.
3. Калихман Д.М., Калихман Л.Я., Калдымов Н.А., Нахов С.Ф. Блок измерителей линейных ускорений с прецизионными кварцевыми акселерометрами в качестве чувствительных элементов // Сборник материалов IX Санкт-Петербургской международной конференции по интегрированным навигационным системам. СПб.: Изд-во ЦНИИ «Электроприбор», 2002. C.216-220.
4. Калихман Л.Я., Калихман Д.М., Депутатова Е.А., Скоробогатов В.В., Николаен-ко А.Ю., Лутченко А.В., Нахов С.Ф., Кожевников В.Е., Самитов Р.М. Результаты лётных испытаний шестиосного блока измерителей кажущегося ускорения на основе прецизионного кварцевого маятникового акселерометра с цифровой обратной связью в составе космического корабля «Союз МС-14» // Сборник материалов XXVII Санкт-Петербургской международной конференции по интегрированным навигационным системам. СПб.: Изд-во ЦНИИ «Электроприбор», 2020. С.184-187.
5. Калихман Д.М., Гребенников В.И., Калихман Л.Я., Нахов С.Ф., Скоробогатов В.В., Ермаков Р.В. Результаты экспериментальной отработки термоивариантного кварцевого маятникового акселерометра с цифровой обратной связью и перепрограммируемым диапазоном измерения // Сборник материалов XXIII Санкт-Петербургской международной конференции по интегрированным навигационным системам. СПб.: ГНЦ РФ АО «Концерн «ЦНИИ «Электроприбор», 2016. C.139-157.
6. Депутатова Е.А., Гнусарев Д.С., Калихман Д.М. Анализ шумовых составляющих кварцевого маятникового акселерометра с цифровым усилителем обратной связи // Научно-технический вестник информационных технологий, механики и оптики. 2018. Т. 18. № 6. С.1091-1098.
7. ГОСТ Р 8.736 - 2011. Измерения прямые многократные. Методы обработки результатов измерений. Основные положения. Введен. 01.01.2013. М.: Стандартинформ, 2013. 23 с.
8. IEEE Std 1554-2005. IEEE recommended practice for inertial sensor test equipment, instrumentation, data acquisition, and analysis.
9. Аллан Д.В. Вариация Аллана: история создания, преимущества и недостатки, основные области применения / Гироскопия и навигация. 2015. № 4. C. 3-28.
10. Степанов О.А., Челпанов И.Б., Моторин А.В. Точность оценивания постоянной составляющей погрешности датчиков и ее связь с вариацией Аллана // Гироскопия и навигация. 2016. Т. 24. № 3 (94). C. 63-74.
Калихман Дмитрий Михайлович, д-р техн. наук, начальник научно-исследовательской лаборатории, lidkalihman@yandex.ru, Россия, Саратов, Филиал ФГУП «НПЦАП» - «ПО «Корпус»,
Калихман Лариса Яковлевна, канд. техн. наук, начальник научно-исследовательского отдела, lidkalihman@yandex.ru, Россия, Саратов, Филиал ФГУП «НПЦАП» - «ПО «Корпус»,
Депутатова Екатерина Александровна, канд. техн. наук, ведущий инженер-программист, deputatova@bk. ru, Россия, Саратов, Филиал ФГУП «НПЦАП» - «ПО «Корпус»,
Скоробогатов Вячеслав Владимирович, канд. техн. наук, ведущий инженер-электроник, vvskorobogatov@yandex.ru, Россия, Саратов, Филиал ФГУП «НПЦАП» - «ПО «Корпус»,
Николаенко Артем Юрьевич, канд. техн. наук, ведущий инженер-электроник, anikolaenkosstu@gmail.com, Россия, Саратов, Филиал ФГУП «НПЦАП» - «ПО «Корпус».
190
Гнуаарёв Дмитрий Сергеевич, ведущий инженер-электроник, men4eg@outlook.com, Россия, Саратов, Филиал ФГУП «НПЦАП» - «ПО «Корпус»
RESULTS OF EXPERIMENTAL RESEARCH AND FLIGHT TESTS OF A SIX-CHANNEL ACCELEROMETER UNIT WITH DIGITAL CONTROL SYSTEMS FOR SOYUZ AND PROGRESS
SPACECRAFT
D.M. Kalikhman, L.Ya. Kalikhman, V.V. Skorobogatov, E.A. Deputatova, A.Yu. Nikolaenko, D.S. Gnusarev
The paper presents the results of successful flight tests of the unit of linear acceleration meters (the "BILU" device) based on quartz pendulum accelerometers with a digital feedback amplifier and pulse width electric current control of the torque sensor in each of the six measuring channels. During the flight tests, the device was an integral part of the Soyuz MS-14 control system. A number ofpoints is discussed, including the in-flight test results, as well as the post-test analysis of the «BILU» device parameters, confirming the stability of its primary technical characteristics.
Key words: research results, accelerometer unit, digital control system, pulse width modulation, import substitution.
Kalikhman Dmitry Mikhailovich, doctor of technical sciences, head of research and development laboratory, lidkalihman@yandex.ru, Russia, Saratov, Branch of the Federal State Unitary Enterprise «Academician Pilyugin Center» - Production Association «Korpus»,
Kalikhman Larisa Yakovlevna, candidate of technical sciences, head of research and development department, lidkalihman@yandex.ru, Russia, Saratov, Branch of the Federal State Unitary Enterprise «Academician Pilyugin Center» - Production Association «Korpus»,
Deputatova Ekaterina Alexandrovna, candidate of technical sciences, lead programmer engineer, deputatova@bk.ru, Russia, Saratov, Branch of the Federal State Unitary Enterprise «Academician Pilyugin Center» - Production Association «Korpus»,
Skorobogatov Vyacheslav Vladimirovich, candidate of technical sciences, lead electronics engineer, vvskorobogatov@yandex.ru, Russia, Saratov, Branch of the Federal State Unitary Enterprise «Academician Pilyugin Center» - Production Association «Korpus»,
Nikolaenko Artem Yurievich, candidate of technical sciences, lead electronics engineer, ani-kolaenkosstu@gmail.com, Russia, Saratov, Branch of the Federal State Unitary Enterprise «Academician Pilyugin Center» - Production Association «Korpus»,
Gnusarev Dmitry Sergeevich, lead electronics engineer, men4eg@outlook.com, Russia, Saratov, Branch of the Federal State Unitary Enterprise «Academician Pilyugin Center» - Production Association «Korpus»
