АЭРОКОСМИЧЕСКАЯ ТЕХНИКА И ВЫСОКИЕ ТЕХНОЛОГИИ - 2003

ОБЪЕКТНАЯ КЛАССИФИКАЦИЯ НАВИГАЦИОННЫХ СИСТЕМ

Колеватов А.П.

Пермский государственный технический университет

Известно, что традиционные алгоритмы навигационных систем сформировались приблизительно в 50- - 70* годах прошлого столетия. Однако математическое и программное обеспечение современных навигационных систем усложняется. Это усложнение связано с переходом к разработке бескарданных инерциальных навигационных систем, интегрированных инерциально-спутниковых навигационных систем, с требованиями Регистров и т.д. Усложнение математического и программного обеспечения технически поддержано совершенствованием бортовых вычислителей. Современные бортовые вычислители навигационных систем по мощности превосходят с электронно-вычислительные машины, которые в 70* годах назывались большими. В современных навигационных системах возрастает значение программного обеспечения. Интегрированная бесплатформенная инерциально-спутниковая навигационная система фактически реализуется в бортовом вычислителе программным обеспечением. Традиционные математические модели навигационных систем основаны на дифференциальных уравнениях. Однако математические модели не адекватно описывают реализацию современной навигационной системы. Поскольку помимо дифференциальных уравнений и вычислительных алгоритмов работы системы, что составляет её алгоритмическую модель, в качестве самостоятельной части разработки выходит её программное обеспечение, где эти алгоритмы реализуются. Для программного обеспечения реализация алгоритмической модели навигационной системы предстаёт как часть программной модели и, как правило, не самая значительная по объёму и сложности. Поэтому адекватно описать современные навигационные системы можно только моделью, включающую программную часть системы. Однако в практике разработки навигационных систем нет подхода, позволяющего с единых позиций рассмотреть алгоритмическое и программное обеспечение навигационных систем.

Типичный подход к разработке программного обеспечения навигационных систем предполагает наличие ранее написанных библиотек и часто сводится к заимствованию участков программного кода из ранее написанных программных модулей предыдущей разработки. Подобная практика была обусловлена, прежде всего, необходимостью работы на языках низкого уровня для создания высокоэффективного программного кода. При несомненных достоинствах, такая практика критична к внесению в код изменений, связанных, например, с изменением алгоритма обработки. Ещё более критична такая технология к смене аппаратной части навигационной системы. Такие изменения, как правило, приводят не только к переписыванию программного кода заново, но и пересмотру основных навигационных алгоритмов. Сейчас с увеличением мощности бортовых компьютеров появляется возможность применения современных информационных технологий, используемых в других областях. Одним из перспективных направлений в современных информационных технологиях является объектноориентированный подход. Под объектно-ориентированным подходом понимается методология, основанная на представлении модели системы как совокупности объектов и событий. Считается, что такая методология отражает особенности человеческого мышления и его способности к классификации для уменьшения сложности восприятия окружающего мира. Объектно-ориентированный подход заявлен как перспективная методологическая основа проектирования сложных систем преимущественно в области программного обеспечения. В некоторых работах сделана попытка распространить эти идеи на общенаучный системологический уровень. Однако разработчиков навигационных систем не устраивает методы проектирования на уровне общих рассуждений о принципах проектирования математического и программного обеспечения сложных систем. Нужны способы и методы строгой формализации этих рассуждений на основе последних достижений точных наук, обеспечивающие проектирование, разработку, отладку, тестирование, сертификацию математического и программного обеспечения навигационных систем. Применение объектно-класификациоиного моделирования позволяет вплотную подойти к решению этой задачи. Подход основан на построении иерархии абстракций навигационных систем.

С использованием этого подхода выполнены разработки программного обеспечения для трёх бесплатформенных систем. Первая из них, это система ориентации, построенная на триаде волоконнооптических гироскопов, служат демонстрационным целям. Вторая, самолётная бескарданная курсовертикаль с новым бортовым вычислителем БВН-2 на базе процессора TMS320C30. Третья, двухрежимный гирогоризонт курсоуказатель. Объектная модель навигационной системы построена на принципах абстрагирования, инкапсуляции, иерархичности. Для построения объектной классификация использовалась теория прототипов. Учитывались классификации, имеющие место в теории навигационных систем.

АЛГОРИТМ КОМПЛЕКСИРОВАНИЯ САМОЛЁТНОЙ БЕСКАРДАННОЙ КУРСОВЕРТИКАЛИ С СИСТЕМОЙ ВОЗДУШНЫХ СИГНАЛОВ И СО СПУТНИКОВОЙ

НАВИГАЦИОННОЙ СИСТЕМОЙ

Колеватов А.П., Николаев С.Г Пермский государственный технический университет

Комплексирование бескарданной курсовертикали с системой воздушных сигналов и со спутниковой навигационной системой предназначено для повышения точности и надёжности системы во всех режимах полёта. Основу комплексной системы составляет бескарданная курсовертикаль, способная работать непрерывно в течение всего полёта. Другие системы предназначены для коррекции основной, т.к. обладают более точными показаниями некоторых параметров в определённых условиях полёта. Комплексирование предлагается выполнить по двум различным вариантам. Первый вариант, часто называемый методом получения инвариантных оценок, основан на формировании разностных измерений, из состава которых исключаются отыскиваемые выходные параметры навигационной системы. Разностные измерения подаются на вход фильтра, с выхода которого снимаются оценки бшибок выходных параметров навигационной системы. Алгоритмы второго варианта называют неинвариантными, поскольку в результате решения задачи фильтрации получаются оценки самих значений выходных параметров навигационной системы. Для случая неинвариантных оценок мы можем не вводить стохастическое описание навигационных параметров, что упрощает постановку задачи фильтрации. Но во втором случае возможно привлечение дополнительной информации о движении объекта, что повышает точность решения задачи. Первый вариант предлагается применить для комплексирования бескарданной курсовертикали и спутниковой навигационной системы. Особенностью решения этой задачи является необходимость использования измерений, построенных на разности составляющих линейных скоростей в северном и восточном направлениях, выдаваемых бескарданной курсовертикалью и спутниковой навигационной системой, поскольку значения координат объекта не формируются курсовертикалью. Вектор состояний фильтра состоит из двух подвекторов, первый из которых содержит ошибки определения курсовертикалью параметров ориентации и горизонтальных составляющих вектора скорости, а второй подвектор содержит ошибки определения этих составляющих скорости с помощью спутниковой навигационной системы. Поведение курсовертикали достаточно описать с помощью упрощённых уравнений ошибок, записанных в проекции на оси географической системы координат. Погрешности инерциальных измерителей задаются в проекции на оси системы координат, связанной с объектом. Модель погрешностей инерциальных измерителей представима в виде суммы систематической и случайной составляющих. В качестве модели случайной составляющей погрешности инерциального измерителя используется белый шум. Ошибки определения составляющих скорости спутниковой навигационной системы моделируются марковскими процессами первого порядка. Таким образом, размерность вектора состояний можно сократить до 13. В результате решения задачи фильтрации получаем оценки ошибок определения параметров ориентации и оценки ошибок определения горизонтальных составляющих скоростей. Ошибки оценки параметров ориентации вводятся в корректирующий кватернион, с помощью которого исправляется ориентация моделируемой «платформы». Кроме того, при движении объекта с ускорением (вираж, разгон, торможение) становятся наблюдаемыми составляющие дрейфов гироскопов. Их оценки вносятся в алгоритм формирования абсолютных угловых скоростей объекта.

Целью, комплексирования с системой воздушных сигналов является определение высоты полёта и вертикальной скорости объекта. При синтезе фильтра исходим из предположения о том, что вертикальное ускорение не изменяется за время такта опроса системы воздушных сигналов. Таким образом, модель вертикального движения системы описывается системой дифференциальных уравнений третьего порядка. Погрешность измерения вертикального ускорения бескарданной курсовертикалью также представима в виде суммы систематической и случайной составляющих. Модель барометрической высоты формируется апериодическим звеном, на вход которого подаётся истинная высота полёта. Размерность вектора состояний такого фильтра равна 4. В качестве измерения выступает барометрическая высота. Ошибки измерения считаются белым шумом. Остальные параметры - путевая скорость, путевой угол, скорость ветра, направление ветра - вычисляются с помощью низкочастотных неоптимальных фильтров. Применение таких фильтров вызвано наличием неопределённости в типе используемой системы воздушных сигналов и перечне выдаваемой ею информации. Проведённое математическое моделирование показало эффективность такой системы комплексирования, когда недостатки и ограничения бескарданной курсовертикали восполняются достоинствами и возможностями спутниковой навигационной системы в определении линейных скоростей объекта и системой воздушных сигналов в определении высоты полёта и вертикальной скорости.

ЭКСПЕРИМЕНТАЛЬНОЕ ИССЛЕДОВАНИЕ СВЧ ИЗМЕРИТЕЛЯ ПАРАМЕТРОВ ГАЗОВОГО ПОТОКА В ЭНЕРГЕТИЧЕСКИХ УСТАНОВКАХ

Колясников В.А., Винокуров В.Е., Минацевич С.Ф. Пермский государственный технический университет

Эффективность работы газоэнергетических установок зависит от физико-механических параметров газового потока (обводненности, природы, размеров и концентрации инородных частиц). Однако обеспеченность энергоагрегатов средствами измерений отстает от достижений в их конструировании. Исследование известных физических методов контроля для обеспечения работы энергетических установок составляет актуальную задачу.

Наиболее перспективными для измерений в газовом потоке работающего энергогенератора являются лазерный и СВЧ методы. В докладе представлено СВЧ измерительное устройство и

В экспериментальном устройстве газовый поток энергетической установки имитируется воздушной струей с введением в него включений различных размеров и дозированным обводнением.

СВЧ измеритель (см. рисунок) выполнен по дифференциальной схеме, что позволяет исключить влияние температурных изменений на результаты контроля. Сигнал с твердотельного СВЧ генератора 1 поступает через вентиль 2 на волноводный Н-тройник и синфазно делится между его боковыми плечами, нагруженными на передающие рупорные антенны 3 и 4. СВЧ излучение вводится в трубопровод через радиопрозрачные вставки. Газовый поток с сопутствующими частицами воздействует на оба электромагнитных пучка. Прошедшее через поток излучение принимается приемными рупорами 5,6 и поступает в боковые плечи двойного волноводного тройника. Боковые плечи балансируются с помощью аттенюатора 7 и фазовращателя 8 на отсутствие сигнала в Е-плече тройника. В СВЧ измерителе предусмотрен амплитудный канал для оценки интегральной обводненности газового потока. Мощность излучения, модулируемая вариациями влажности и принятая антенной 6, воспринимается направленным ответвителем 9. Сигналы обоих информационных каналов детектируются, усиливаются усилителями 10, 11 и поступают на аналого-цифровой преобразователь с последующей обработкой по заданной программе на ЭВМ. Обводнение воздушного потока и его регулирование производится увлажнителем 12. Для исключения паразитных отражений от торцов трубы внутренняя их поверхность покрыта радиопоглотителем. Концентрация частиц в потоке оценивается в режиме счета их откликов при пролете последовательно мимо пар антенн, а их размеры - по форме откликов. Возможна оценка скорости частиц по длительности временного интервала между двумя последовательными идентичными откликами.

ИССЛЕДОВАНИЕ СИСТЕМЫ СТАРТА ПРОТИВОГРАДОВОЙ ИЗДЕЛИЯ НОВОГО ПОКОЛЕНИЯ "АЛАН"

Конюхов И.В., Зыков Г.А., Иоффе Е.И., Поломских Н.Л. ОАО НПО “Искра”, г. Пермь

У существующих типов противоградовых изделий принята ракетная схема старта и скорость схода с направляющих не превышает 25-30 м/с, что сопоставимо со скоростью приземного ветра. Как показали исследования ВГИ ведущего института Росгидромета по проблемам активных воздействий на метеорологические процессы ветровые отклонения траекторий ракет могут составлять до 50% от дальности полета. При выработке технического задания на противоградовый комплекс нового поколения "Алан" ВГИ поставил задачу повышения стартовой скорости до 100-110 м/с, что обеспечивало нечувствительность ракеты к действию приземного ветра. Необходимость безусловного выполнения требований технического задания обусловила внедрение минометной схемы старта.

Конструктивно противоградовое изделие (ПГИ) “Алан” состоит из порохового аккумулятора давления (ПАД) и противоградовой ракеты (ПГР), соединенных посредством фиксирующей цанги. Давление (70-100 кгс/см2) продуктов сгорания заряда ПАД разгоняет ракету в период ее пребывания в пусковой трубе (0,03 - 0,04) до скорости не менее ПО м/с. По своим параметрам (продолжительность, действующие давления, скорость схода) процесс старта ПГР “Алан” является промежуточным между артиллерийскими системами и крупногабаритными баллистическими ракетами, что делает весьма актуальной задачу его всестороннего исследования.

На основе анализа результатов ~ 80 испытаний было экспериментально определено влияние конструктивных особенностей (величина зазоров, масса разгоняемого груза, масса заряда ПАД, скорость горения топлива ПАД) на выходные параметры: скорость схода и максимальное давление. Были определены эмпирические коэффициенты и построена инженерная математическая модель процесса старта.

Начальным этапом процессов в пусковой трубе является воспламенение зарядов маршевого двигателя (МД) ПГР и ПАД. В ПГИ “Алан” применяется оригинальная конструктивная схема, защищенная патентом Российской Федерации, которая обеспечивает опережающий запуск МД. Через газоотводную трубку продукты сгорания пиропатрона подаются в предсопловую полость, образованную передней крышкой ПАД и сопловым блоком МД и через критическое сечение МД и запальные отверстия поступают во внутренние объемы МД и ПАД. От газов пиропатрона задействуются воспламенитель, расположенный на торце заряда МД. Воспламенение заряда ПАД может осуществляться как непосредственно от газов пиропатрона, так и от продуктов сгорания воспламенителя. Оригинальность данной конструкции потребовала проведения ряда исследовательских работ по изучению ее качественных особенностей и построению количественных зависимостей, позволяющих описывать ее поведение.

Был создан специальный стенд для совместного исследования процессов воспламенения ПАД и МД, на котором проведено 24 испытания. Выявлено влияние характера установки фиксирующего элемента (с зазором или с натягом) на разновременность запуска ПАД и МД. Определена степень влияния конструктивных параметров (диаметры проходных отверстий, начальный объем, величина навески инициирующего состава пиропатрона) на параметры старта.

Для зарядов одной партии выявлена прямая зависимость максимального давления в пусковой трубе от диаметра критического сечения МД, степень, которой не может быть объяснена исходя из величины расхода МД (порядка 2% от расхода ПАД). Для данной зависимости характерно пороговое значение, после которого зависимость не прослеживается.

Отмеченное явление объясняется тем, что при малых значениях диаметра критического сечения маршевого двигателя отделение ракеты от ПАД происходит за счет давления продуктов сгорания пиропатрона в предсопловой полости и начальный объем, в который истекают продукты сгорания ПАД увеличивается за счет движения ракеты. При большей величине критического сечения продукты сгорания ПДО более интенсивно истекают во внутреннюю полость МД и разделение осуществляется за счет давления продуктов сгорания ПАД, истекающих в полость казенника.

Показана целесообразность и реализовано в конструкции разделение ракеты и ПАД от пиропатрона (до запуска ПАД), как средство снижения уровня максимального давления в пусковой трубе.

Противоградовое изделие "Алан" успешно прошло межведомственные испытания, опытную эксплуатацию в 2000-2001 гг в противоградовых службах Южного федерального округа и приказом Росгидромета № 186 от 05.12.2001 внедрено в производственные работы по противоградовой защите. В заключении Росгидромета особо указано, что "применение порохового аккумулятора давления позволило увеличить скорость схода ракеты с направляющей до 110 м/с, благодаря чему практически исключено влияние приземного ветра на точность полета ракеты "Алан"

ПРОБЛЕМЫ, РЕШАЕМЫЕ ПРИ КАЛИБРОВКЕ ДВУХРЕЖИМНОГО ГИРОГОРИЗОНТ КУРСОУКАЗАТЕЛЯ, ПОСТРОЕННОГО НА БАЗЕ ВОЛОКОННО-ОПТИЧЕСКИХ ГИРОСКОПОВ ДУС-500

Косолапов Н.И., Мальгин Н.В., Долгугиева Ю.А., Колеватов А.П* ОАО Пермская научно-производственная приборостроительная компания,

*Пермский государственный технический университет

Двухрежимный гирогоризонт курсоуказатель является бесплатформенной инерциальной системой ориентации и навигации, интегрированной со спутниковой навигационной системой. В его состав входят три волоконно-оптических датчика угловой скорости ДУС 500 (ОАО ПНППК, г. Пермь) и три маятниковых акселерометра ДА 9. Одной из основных задач этого прибора является выдача на неподвижном основании гирокомпасного курса и углов вертикали - крена и дифферента с точностью до 10 угл. мин. после 3 мин. от начала работы. Для обеспечения такой точности в определении углов ориентации необходимо в результате калибровки изделия обеспечить остаточный дрейф гироскопов на уровне 0,01 град/час. При разработке алгоритма калибровки модель измерений волоконно-оптическим датчиком угловой скорости была записана в виде

Qi = Mi-K- (l+AKi) + ASi-Qj + A^i-Qk + cobias,i,

где Qi - значение абсолютной угловой скорости вращения объекта вокруг i-ой оси; ie(x,y,z); Mi - цифровой код на выходе датчика, установленного по i-ой оси; К - номинальное значение масштабного коэффициента датчика; AKi - погрешность масштабного коэффициента датчика, установленного по i-ой оси; AdijA'Fi - углы перекоса оси чувствительности датчика, установленного по i-ой оси; o)bias,i - дрейф типа смещение нуля. Система координат Oxyz связана с объектом. Для определённости выберем следующие направления осей: х - совпадает с продольной осью и направлена вперёд по направлению движения, у - расположена в плоскости симметрии и направлена вверх, z - дополняет систему до правой. Все погрешности представляют собой сумму систематических и случайных составляющих. Определение величин этих составляющих осуществляется в результате калибровки изделия на двуосном поворотном стенде Acutronic (Швейцария). Калибровка осуществляется в двух режимах: статическом и динамическом. Статические испытания включают в себя работу системы на неподвижном основании для различных ориентаций осей чувствительности инерциальных измерителей. Динамические испытания включают в себя многократное выполнение поворотов изделия на полный оборот вокруг каждой оси чувствительности по часовой стрелке и против часовой стрелке. В результате калибровки было определено, что случайная составляющая дрейфа волоконно-оптического гироскопа имеет значительный уровень. Поскольку изделие предназначено для установки на слабо маневрирующем объекте, то оказывается целесообразным применить предварительную фильтрацию показаний датчиков для исключения случайной составляющей или для снижения её уровня. При работе на неподвижном основании использовался скалярный фильтр Калмана. При работе изделия на движущемся объекте предусмотрено включение фильтров Баттервуорта.

При проведении лабораторных испытаний изделия обнаружилось наличие нелинейной составляющей дрейфа, обусловленной зоной нечувствительности в диапазоне малых угловых скоростей. Причём величина этой составляющей могла достигать 1 град/час. Устранить эту составляющую удалось аппаратными средствами за счёт перенесения зоны нечувствительности в область угловых скоростей большой величины. В ходе испытаний удалось обнаружить трендовую составляющую дрейфа гироскопа, имеющую среднее квадратическое отклонение ~ 0,1 град/час2 и случайную составляющую, похожую на марковский процесс с большим интервалом корреляции ~ (3-10) мин. Предполагается, что причиной этого дрейфа является изменение температуры внутри чувствительного элемента. Для компенсации температурных дрейфов в блоке чувствительных элементов были установлены 16 термодатчиков с аналоговым выходом. Термодатчики располагаются по всему объему блока чувствительных элементов. На каждый чувствительный элемент термодатчики устанавливаются следующим образом. Четыре термодатчика установлены по объему волоконных катушек с осями чувствительности направленных в горизонте, два термодатчика установлены на волоконно-оптическом контуре курсового гироскопа, а остальные установлены на призме блока чувствительных элементов.

В результате исследований получено, что при скорости изменении температуры более 4 ^/час начинаются переходные процессы показаний датчиков угловых скоростей. При этом среднее квадратическое значение дрейфа составляет 1-2 Т*шл!чял- Прямой зависимости температура - дрейф и скорость изменения температуры - дрейф ДУСа не наблюдается.