ФЕДЕРАЛЬНОЕ АГЕНТСТВО ВОЗДУШНОГО ТРАНСПОРТА ФЕДЕРАЛЬНОЕ ГОСУДАРСТВЕННОЕ БЮДЖЕТНОЕ ОБРАЗОВАТЕЛЬНОЕ УЧРЕЖДЕНИЕ ВЫСШЕГО ОБРАЗОВАНИЯ «МОСКОВСКИЙ ГОСУДАРСТВЕННЫЙ ТЕХНИЧЕСКИЙ УНИВЕРСИТЕТ ГРАЖДАНСКОЙ АВИАЦИИ» (МГТУ ГА) Кафедра технической эксплуатации авиационных электросистем и пилотажно-навигационных комплексов В.Н. Габец, Ю.С. Соловьев АВИАЦИОННЫЕ ИНФОРМАЦИОННОИЗМЕРИТЕЛЬНЫЕ СИСТЕМЫ. БЕСПЛАТФОРМЕННЫЕ ИНЕРЦИАЛЬНЫЕ НАВИГАЦИОННЫЕ СИСТЕМЫ Учебное пособие Утверждено редакционноиздательским советом МГТУ ГА в качестве учебного пособия Москва ИД Академии Жуковского 2018 УДК 629.7.05(075.8) ББК 0571-021 Г12 Печатается по решению редакционно-издательского совета Московского государственного технического университета ГА Рецензенты: Кузнецов С.В. (МГТУ ГА) – д-р техн. наук, проф. каф. ТЭАЭСиПНК; Шишкин В.В. (ПАО «Аэрофлот») – канд. техн. наук Г12 Габец В.Н. Авиационные информационно-измерительные системы. Бесплатформенные инерциальные навигационные системы [Текст] : учебное пособие / В.Н. Габец, Ю.С. Соловьев. – М. : ИД Академии Жуковского, 2018. – 68 с., лит.: 11 наим. ISBN 978-5-907081-00-0 Данное учебное пособие содержит материалы учебно-методического характера, необходимые для освоения знаний и умений по предмету «Авиационные информационно-измерительные системы». В учебном пособии рассмотрены алгоритмы функционирования инерциальных систем навигации, схемы их построения, режимы работы и конструктивные особенности. Большое внимание уделено физическим принципам работы современных и перспективных датчиков информации, используемых в инерциальных системах: акселерометрам и измерителям угловых скоростей. Данное учебное пособие издается в соответствии с рабочей программой учебной дисциплины «Авиационные информационно-измерительные системы» по Учебному плану специальности 05.03.02 всех форм обучения. Рассмотрено и одобрено на заседании кафедры 26.01.2018 г. и методического совета 30.01.2018 г. УДК 629.7.05(075.8) ББК 0571-021 Св. тем. план 2018 г. поз. 16 ISBN 978-5-907081-00-0 © Московский государственный технический университет гражданской авиации, 2018 3 Ведение Инерциальные системы навигации стали основой навигационных комплексов современных летательных аппаратов, позволяющих автономно определять пилотажно-навигационные параметры их движения. В учебном пособии излагаются принципы построения бесплатформенных инерциальных систем навигации, как наиболее перспективных. Представлены схемы построения инерциальных систем, режимы работы, конструктивные особенности, условия эксплуатации. Особое внимание уделено современным и перспективным датчикам первичной информации: гироскопам и акселерометрам, новым МЭМС – технологиям их выполнения и применения в инерциальных системах навигации. Учебное пособие предназначено для студентов, обучающихся по направлению подготовки 25.03.02 «Техническая эксплуатация авиационных электросистем и пилотажно-навигационных комплексов» 4 1. Схемы построения БИНС Схемы построения и алгоритмы работы БИНС [1], [2] могут отличаться видом системы координат (инерциальная или географическая), принятой за основную, видом уравнений ориентации. Уравнениями ориентации называют дифференциальные уравнения, в результате решения которых получают параметры, характеризующие положение подвижного объекта относительно выбранной системы координат. Такими уравнениями являются: уравнения ориентации Эйлера, уравнения ориентации Пуассона, уравнения с параметрами Родрига-Гамильтона, уравнения в параметрах вектора ориентации. Следует отметить, что реализация алгоритмов на основе углов Эйлера-Крылова или направляющих косинусов предполагает решение нелинейных кинематических уравнений при наличии критических точек-так называемых шарнирных замков (Gimbal Lock), что ограничивает их применение. Большинство авторов БИНС отдают предпочтение алгоритмам на базе математических моделей с параметрами Родрига-Гамильтона. Кинематические уравнения, составленные в параметрах Родрига–Гамильтона линейны и интегрируемы при любых углах Эйлера-Крылова. Основной задачей системы ориентации является определение углового положения подвижного объекта в географических координатах – курса (ψ), тангажа (υ) и крена (γ). 5 Рис. 1.1. Углы поворота связанной системы координат X,Y,Z относительно базовой Xg,Yg, Zg Традиционным является конфигурирование системы ориентации на основе бесплатформенного принципа, при котором роль стабилизированной платформы выполняет виртуальный сопровождающий трехгранник Xg,Yg, Zg, относительно которого определяется положение измерительных осей связанной системы ориентации X,Y,Z в процессе движения объекта (рис.1.1). Оси Xg,Yg,Zg принадлежат географической системе координат и направлены по сторонам света: на север, по вертикали вверх и на восток , а оси OXYZ связанной с объектом системы координат (приборной) направлены по продольной оси объекта от центра к носу (ось X), вертикально в плоскости объекта (ось Y), и перпендикулярно по правому направлению плоскости объекта (ось Z). Задача определения ориентации подвижного объекта заключается в нахождении кватерниона или матрицы перехода из некоторой неподвижной системы координат в систему координат, жестко связанную с объектом. При этом акселерометры измеряют «кажущиеся» ускорения в связанной системе координат, с учётом составляющих ускорения силы тяжести. Датчики угловой скорости выдают сигнал, пропорциональный абсолютной угловой скорости в связанной системе координат. Угловая скорость, 6 измеряемая в связанной системе координат, складывается из вектора переносной угловой скорости земной системы координат, вызванной вращением земли, содержит вектор переносной угловой скорости, и связанной с перемещением объекта относительно земли с линейной скоростью и включает вектор угловой скорости связанной системы координат относительно базовой. Для правильного определения углов υ, γ, ψ из показаний ДУСов надо исключить проекции векторов переносной угловой скорости, перечисленные в связанную. Для вычисления переносного движения объекта используется математическая модель угловых скоростей широты и долготы. Алгоритмы функционирования БИНС могут отличаться видом системы координат, принятой за основную, видом уравнений ориентации, используемой формой записи ускорений, избранным методом численного интегрирования и др. Переход из одной системы координат может быть осуществлён с помощью матрицы направляющих косинусов. Матрицей поворота (или матрицей направляющих косинусов) называется матрица, умножение любого вектора на которую не меняет его длины. В двумерном пространстве поворот можно описать одним углом θ. Положительным углам соответствует вращение против часовой стрелки. Матрица поворота вектора в декартовой системе координат : Сам поворот происходит путём умножения вектора (описывающего вращаемую точку) на матрицу: . Матрица поворота в трёхмерном пространстве: Матрицами вращения вокруг оси декартовой правосторонней системы координат на угол α в трёхмерном пространстве являются: x Вращение вокруг оси x: 7 , x Вращение вокруг оси y: , x Вращение вокруг оси z: , Матрица направляющих косинусов используется в уравнениях Эйлера, Пуассона. В уравнениях Родрига-Гамильтона вводится понятие кватерниона, для описания поворота системы координат и перехода к другой системе координат. Пусть, есть вектор задающий ось, вокруг которой мы поворачиваем систему координат по часовой стрелке на угол . Тогда вот кватернион, описывающий это вращение: Это четырехмерное комплексное число, с тремя мнимыми единицами и одной реальной. Реальная и все мнимые единицы взаимно перпендикулярны. Их можно представить как единичные вектора, задающие базис четырехмерного пространства. Тогда кватернион (w + xi + yj + zk) можно выразить вектором в этом пространстве [w, x, y, z]. Таким образом, кватернион- это такое четырехмерное число, которое однозначно описывает поворот в трехмерном пространстве и обладает свойствами как вектора так и гиперкомплексного 8 числа, поэтому, все операции над кватернионами очень простые и либо копируют векторную алгебру, либо описывают операцию над комплексными числами: Умножение на скаляр Сложение Модуль кватерниона Сопряжение Норма Инверсный кватернион Умножение Скалярное произведение На рис. 1.2 и 1.3 представлены основные схемы построения БИНС. Информация с блока гироскопов (БГ) в виде проекций вектора угловой скорости ΩВ на связанные с объектом оси используется в алгоритме ориентации (АО) для формирования матрицы А направляющих косинусов между связанными и инерциальными осями. Данные с блока акселерометров (БА) в виде проекций вектора кажущегося ускорения nB на связанные с объектом оси в блоке пересчета (БП) пересчитываются к инерциальным осям с использованием полученной матрицы ориентации. Вычисленные проекции кажущегося ускорения на инерциальные оси (полученный вектор n1) передаются в блок решения навигационного алгоритма (НА) 9 координаты скорость Матрица ориентации Рис. 1.2. Обобщенная блок-схема БИНС, работающая в инерциальной системе координат Вторая типовая схема построения БИНС реализует алгоритм системы, работающей во вращающейся (наиболее часто – горизонтальной) системе координат. координаты скорость Углы ориентации Рис.1.3. Обобщенная блок-схема БИНС, работающая во вращающейся системе координат Как и в предыдущем случае, информация с БГ в виде проекций вектора угловой скорости ΩΒ подаётся на связанные с объектом оси, используется в АО. Однако на этот раз определяется матрица С направляющих косинусов между связанными осями и осями, которые вращаются. Это приводит к необходимости модифицировать алгоритм ориентации и привлечь для его реализации вычисленные в НА проекции вектора вращения, что отображено на схеме дополнительной связью. Информация с БА в виде проекций вектора кажущегося ускорения nG на связанные с объектом оси передается в БП для 10 приведения к навигационным осям с использованием полученной матрицы ориентации С. Вычисленные проекции (полученный вектор nG) передаются в блок решения НА. 2. Измерители угловой скорости и линейных ускорений 2.1. Датчики угловых скоростей 2.1.1. Квантовые гироскопы Перспективные гироскопы и акселерометры рассмотрены в [3], [4]. Квантовый гироскоп-собирательный термин для приборов квантовой электроники, служащих для обнаружения и определения величины и знака угловой скорости вращения или угла поворота относительно инерциальной системы отсчёта. В основу действия положены гироскопические свойства частиц или волн-атомных ядер, электронов, фотонов, фононов и т.д. Эти свойства могут быть обусловлены как спиновыми и орбитальными моментами микрочастиц так и зависимостью времени обхода замкнутого контура (интерферометра или резонатора) встречными световыми или поверхностными акустическими, магнитными волнами от скорости и направления вращения контура. Полезный сигнал, пропорциональный скорости вращения возникает или за счёт прецессии механических или магнитных моментов микрочастиц, или за счёт возникновения разности фаз или частот между встречными волнами во вращающемся контуре. В навигации используются лазерные гироскопы, разрабатываются волоконно-оптические гироскопы и ядерные гироскопы. Ведутся исследования электронных, ионных, радиоизотопных, и др. 2.1.1.1 Принцип действия лазерного гироскопа Пусть в точку А кольцевого оптоволоконного проводника радиуса R подаётся световой луч, который с помощью оптической системы разделяется на два Л1 и Л2. Если кольцо не вращается, то время возвращения лучей в точку А равно t0, при этом возникает интерференционная картинка 11 Л1 R А t0=2ᴨR/С, С=3·108 м/с Л2 Рис.2.1. Оптические пути лучей при не вращающемся кольце Если кольцо вращается с угловой скоростью Ω, то оптические пути лучей будут разными. Оптический путь луча Л1 Оптический путь луча Л2 А' А' Л1 А Ω Ω α2 α1 А Л2 .2. 2. Оптические пути лучей при вращающемся кольце L1=2ᴨR+α1R=2ᴨR+Ωt1R L2=2ᴨR-α2R=2ᴨR-Ωt2R t1= (2ᴨR+Ωt1R) /С t2= (2ᴨR-Ωt2R)/С Сt1=2ᴨR+Ωt1R Ct2=2ᴨR-Ωt2R t1(C-ΩR) = 2ᴨR t2(C+ΩR) =2ᴨR t1=2ᴨR/C-ΩR t2=2ᴨR/С+ΩR ߬=t1-t2=4ᴨR Ω/(С -Ω R ) ~ 4ᤀR Ω/С2=(4S/С2) Ω 2 2 2 2 2 ∆L=C߬=(4S/С) Ω-разность оптических путей 12 Для измерения:, возвратившиеся в точку А лучи выводят из контура и смешивают в оптическом смесителе. Образуется интерференционная картина, которая смещается на величину пропорциональную:. Это явление называется эффектом Саньяка. Такой Чувствительность такого интерференционной картины. прибор прибора Поэтому называется мала, делают т.к. интерферометром. мало несколько смещение витков или применяют лазерный ДУС, в котором лучи Л1 и Л2 образуются в газоразрядном промежутке, заполненном гелий-неоновой средой при подведении высоковольтного напряжения. При этом справедливо соотношение: f /F =∆L/L; f=F∆L/L где F– частота генерации F =4,7 1014 Гц, f – разностная частота; O – длина волны генерации, O= 0,633 мкм. F=C/ߣǢ f= (4S/ߣL) ·Ω Возникновение разностной частоты обусловлено условием генерации. Условие генерации в контуре состоит в том, чтобы на длине его периметра L укладывалось целое число длин волн: L=Nߣ =N C/F, где N-целое число; ߣ-длина волны, F-частота излучения. F=NC/L |Изменение периметра при вращении контура приведёт к изменению условия генерации для волн, распространяющихся в разные стороны: F1=CN/ (L+∆L), F2 =CN/ (L-∆L) и появлению разностной частоты f=F1-F2. Встречные бегущие волны разной частоты приводят к эффекту бегущей интерференционной картины со скоростью, пропорциональной угловой скорости вращения лазера. Конструкция кольцевого квантового генератора представлена на рис 2.3. 13 Рис 2.3. Конструкция кольцевого квантового генератора Геттер-газопоглотитель для поддержания определённого уровня содержания газа в газоразрядном промежутке, который заполнен гелий-неоновой средой. Излучение распространяется от анодов к катодам в двух направлениях и два луча смешиваются в объединяющей оптике, образуя интерференционную картинку, бегущую при развороте генератора пропорционально угловой скорости разворота. Основные погрешности лазерного ДУСа от синхронизации частот и сдвига нуля. Рассмотрим причины их возникновения и способы компенсации. 1. От синхронизации частот f 1 2 3 4 Ω 1-идеальная, 2-реальная, 3-зона нечувствительности,4-точка захвата рис.2.4. Погрешность от синхронизации частот 14 На малых угловых скоростях образуется зона нечувствительности, где разностная частота равна нулю. Устраняется частотной подставкой, размещением датчика на виброподвесе 2. Сдвиг нуля f Ω Рис. 2.5 Погрешность от сдвига нуля Причины: 1). Несимметричность лазера; 2). Линейное расширение корпуса при нагреве газовым разрядом; 3). Ленгмюровский дрейф нейтральных атомов неона; 4). Влияние внешних магнитных полей. Ленгмюровский дрейф обусловлен неравномерностью распределения нейтральных атомов неона по сечению газоразрядной трубки Способы устранения: 1) и 2) устраняются регулировкой периметра узлом регулировки путём перемещения одной из призм с помощью пьезокерамического преобразователя, 3) устраняется применение высокочастотной накачки, 4) устраняется экранированием. Схема лазерного ДУСа представлена на рис.2.6 15 4 7 +f -f 8 10 3 5 1 1 9 6 2 1-кольцевой лазер; 2- узел питания; 3-узел частотной подставки; 4-узел регулировки периметра; 5-узел обработки информации;6, 7, 8- отражающие призмы; 9 – смесительная призма; 10 – газоразрядный промежуток Рис.2.6.Структурная схема лазерного ДУСа Узел1 представляет собой кольцевой оптический квантовый генератор. Узел питания 2 формирует импульс высокого напряжения для поджига газоразрядного промежутка и напряжение накачки. Узел 3 формирует знакопеременное напряжение нужной формы и постоянной частоты для питания электромагнита. Узел 4 автоматически поддерживает постоянную длину периметра путём перемещения одного из зеркал с помощью пьезокерамического преобразователя. Узел 5 воспринимает сдвинутые на 90q по фазе синусоидальные напряжения от двух фотоприёмников, формирует импульсы для ЦВМ и выдаёт их по двум шинам (по одной шине при вращении в одном направлении и по другой шине при вращении в обратном направлении). Измерительный блок, состоящий из трёх лазерных гироскопов и трёх акселерометров, представлен на рис. 2.7. 16 Рис.2.7. Измерительный блок инерциальной системы 2.1.1.2. Принцип действия ядерных гироскопов Электроны за счёт вращения вокруг ядра, обладают механическим моментом количества движения (моментом импульса) и магнитным моментом. Момент импульса: mi =m ·v·r, где m-масса электрона, v-линейная скорость электрона, r- радиус орбиты вращения. Магнитный момент: me= i·s, где i-круговой ток, s - площадь, охватываемая орбитой. i=e·n, где e – заряд электрона, n- число оборотов в секунду. Тогда me= enߨ ݎଶ Отношение магнитного момента элементарной частицы к её механическому моменту называется гиромагнитным отношением Вследствие вращения вокруг ядра электрон оказывается подобным волчку. Это обстоятельство лежит в основе гиромагнитных и магнитомеханических явлений, заключающихся в том, что намагничивание магнетика приводит к его вращению и, наоборот, вращение магнетика вызывает его намагничивание. 17 Существование первого явления было доказано экспериментально Эйнштейном и Де Хаазом, второго Барнетом. Опыт Эйнштейна и Де Хааза осуществлялся следующим образом. Тонкий железный стержень подвешивался на упругой закручивающейся нити и помещался внутрь соленоида. При намагничивании нить закручивалась. Барнет приводил стержень в очень быстрое вращение вокруг его оси и измерял при этом намагничивание стержня. В дальнейшем выяснилось, что кроме орбитальных механического и магнитного моментов электрон обладает собственным механическим и магнитным моментами. При этом магнитные свойства железа обусловлены не орбитальным, а собственным магнитным моментом. Существование собственных моментов электрона первоначально пытались объяснить, рассматривая электрон как заряженный шарик, вращающийся вокруг собственной оси. В соответствии с этим собственный механический момент электронов получил название спин (от английского – вращаться). В дальнейшем от гипотезы о «вращающемся» электроне пришлось отказаться, вследствие различных противоречий, а название осталось. В настоящее время принимается, что собственный спиновой момент механический и магнитный являются такими же неотъемлимыми свойствами электрона, как его масса и заряд. Собственный спиновой момент существует и у ядер, состоящих из положительно заряженных протонов и нейтронов. Ядерные гироскопы используют вещества с ядерным парамагнетизмом (вода, газообразный гелий, пары ртути). Атомы и молекулы таких веществ в невозбуждённом состоянии обладают моментом количества движения, обусловленным только спинами ядер (электронные же спиновые моменты у них скомпенсированы, т.е. электроны спарены). Со спинами ядер связаны их магнитные моменты. Если ориентировать магнитные моменты ядер, например, при помощи внешнего магнитного поля (т.е. намагнитить), а затем ориентирующее поле 18 выключить, то в отсутствии других полей (например, Земного) возникающий суммарный магнитный момент М будет некоторое время сохранять своё направление в пространстве независимо от изменения ориентации датчика (например, такая ориентация в растворе жидкого гелия сохраняется около года). Это свойство можно сравнить со свойством сохранения вектора кинетического момента гироскопа в инерциальном пространстве. Статический квантовый гироскоп позволяет определять изменение положения тела, связанного с датчиком гироскопа. В квантовом гироскопе, работающем по методу ядерной индукции, вращение датчика, который содержит ядра с ориентированными магнитными моментами эквивалентно действию на ядра магнитного поля. Прецессия магнитных моментов ядер в этом случае приводит к появлению переменной э.д.с. в катушке, охватывающей рабочее вещество. Определение угловой скорости вращения тела сводится к измерению частоты сигнала в катушке Рис.2.8. Схема ядерного ДУСа В динамическом ядерном гироскопе суммарный ядерный момент М прецессирует вокруг вектора напряжённости поля постоянного магнита, жёстко связанного с датчиком. Вращение датчика вместе с полем приводит к 19 прецессии магнитного момента. С изменением угловой скорости изменяется и частота прецессии. Это изменение и регистрируется в виде электронного сигнала. В электронном квантовом гироскопе используются вещества с неспаренными электронами (атомы щелочных металлов). У них значительно больше магнитные моменты в сотни раз и гиромагнитное отношение, а значит и частота прецессии значительно выше. 2.1.2. Кремниевый кольцевой МЭМС-гироскоп МЭМС-устройства, соединяющие в себе микроэлектронные и микромеханические компоненты. Использование МЭМС в инерциальных системах сдерживается их относительно невысокими точностными характеристиками. Тем не менее, в последние годы точность инерциальных МЭМС датчиков повышалась. Одной из возможностей компенсации ошибок таких, как шум и дрейф, является применение программного обеспечения с использованием кватернионов и фильтра Калмана. Компьютерное исследование алгоритмов инерциальных систем при этом удачно реализуется на основе инженерного программного обеспечения Matlab Simulink. Важнейшее значение при этом имеет применение алгоритмов компенсации нестабильности статических характеристик измерительных приборов и алгоритмы фильтрации случайных погрешностей с целью достижения необходимой точности измерительных систем. Кроме того, для информационного обеспечения часто используют избыточность измерений. В этом случае применяются датчики первичной информации дублирующие друг друга, использующие различные физические принципы для измерений. При этом погрешности датчиков часто имеют различные причины возникновения и могут быть разнесены информационной по избыточности частотным диапазонам. традиционно При применяются наличии алгоритмы комплексной обработки информации. При этом часто удаётся минимизировать 20 динамические составляющие ошибок при оценивании параметров движения объекта за счёт взаимной компенсации ошибок избыточных источников информации. Часто используется избыточность информации, получаемая с МЭМС приборов-микрогироскопов, микроакселерометров, магнитометров для компенсации дрейфа гироскопов. Основными источниками информации инерциального алгоритма ориентации являются проекции относительной угловой скорости, получаемые на основе сигналов трёх датчиков угловых скоростей. Дополнительно с целью компенсации погрешностей, используется информация с акселерометров и магнитометров, устанавливаемых по осям связанной системы координат МЭМС-устройства обычно изготавливают на кремниевой подложке с помощью микрообработки, аналогично технологии изготовления однокристальных микросхем. Типичные размеры МЭМС-микросхемы имеют размеры от 20 микрометров до нескольких миллиметров. В настоящее различных время датчиков: МЭМС-технологии акселерометров, применяются датчиков для угловых создания скоростей, барометрических датчиков и др. МЭМС-технологии могут быть реализованы с использованием целого ряда различных материалов. Кремний является материалом, используемым для создания большинства устройств. Распространённость, доступность, дешевизна делают кремний привлекательным для изготовления МЭМС. Кремний также имеет значительные преимущества перед другими материалами благодаря своим физическим свойствам. Монокристалл кремния почти идеально подчиняется закону Гука. Это означает, что при деформации он не подвержен гистерезису и, следовательно, энергия деформации практически не рассеивается. Также кремний очень надёжен при сверхчастых движениях, так как обладает очень малой усталостью и может работать в диапазоне от миллиардов до триллионов циклов без разрушения. 21 Основные методы получения всех МЭМС-устройств на основе кремния: осаждение слоёв материала, структуирование этих слоёв с помощью фотолитографиии травления для создания требуемой формы. МЭМС –устройства могут быть изготовлены из полимеров с помощью таких процессов как литьевое формирование, штамповка или стереолитография. Возможны две основные конфигурации гироскопа, одна из них позволяет датчику измерять угловую скорость по оси, перпендикулярной к плоскости системной платы, другая даёт возможность определять угловую скорость по оси, параллельной плоскости платы. Сочетание в одном устройстве гироскопов обеих конфигураций позволяет получить инерциальную систему, измеряющую угловую скорость по нескольким осям. Как правило, подобные гироскопы выпускаются в герметичных керамических корпусах, которые можно устанавливать на системные платы. Датчик состоит из пяти основных компонентов: -кремниевый кольцевой МЭМС-сенсор (MEMS-ring), -основание из кремния (Pedestal), -интегральная микросхема (ASIC), -корпус (Package Base), -крышка (Lid). 22 Рис. 2.9. Конструкция кремниевого кольцевого ДУСа Кремниевый кольцевой МЭМС-сенсор, микросхема и кремниевое основание размещены в геметичной части корпуса с вакуумом, частично заполненном азотом. Это даёт серьёзные преимущества перед сенсорами, которые поставляются в пластиковых корпусах, которые имеют определённые ограничения в зависимости от уровня влажности. Диаметр кремниевого МЭМС-кольца равен 3 мм, толщина-65мкм. Его изготавливают методом глубокого реактивного ионного травления объёмных кремниевых структур на 5 пластинах. Кольцо поддерживается в свободном пространстве восемью парами симметричных спиц, которые исчходят из твёрдого концентратора диаметром 1мм в центре кольца. Плёночные приводы и преобразователи прикреплены к верхней поверхности кремниевого кольца по периметру и для получения электроэнергии подключены к связующим контактам в центре концентратора через треки на 23 спицах. Это активизирует или «заводит» периметр кольца в рабочий режим вибрации с частолтой 22 кГц. Концентратор в центре кольца сенсора установлен на цилиндрическом кремниевом основании диаметром 1 мм., которое связано с кольцом и ASIC с помощью эпоксидной смолы. Микросхема гироскопа имеет габариты 3 ˟ 3 мм и изготовлена по технологии 0,35 мкм КМОП. ASIK и МЭМС- сектор( кольцо) разделены физически, но соединены электрической цепью через золотые проводки. В связи с этим в подобной схеме отсутствуют внутренние каналы, что позволяет уменьшить шумовую нагрузку и получить отличные электромагнитные сваойства. Описываемые гироскопы обычно являются твердотельными устройствами и не имеют движущихся частей за исключением сенсорного кольца, которое имеет возможность отклоняться. Оно показывает величину и направление угловой скорости за счёт использования эффекта «силы Кориолиса». Во время вращения гироскопа силы Кориолиса действуют на кремниевое кольцо, являясь причиной радиального движения по периметру кольца. Явление Кориолиса можно рассмотреть на примере рис.2.10 Рис. 2.10. Кориолисова сила 24 Пусть шарик движется без трения вдоль радиуса диска с постоянной скоростью v, направленной в точку А на краю диска. Если диск не вращается, то шарик движется по радиусу и попадает в точку А. Если же диск привести во вращение с угловой скоростью ω, то к моменту достижения шариком края диска на месте точки А окажется другая точка В. Если шарик оставляет след, то он прочертит траекторию ОВ. При этом на шарик не действуют никакие видимые силы, и относительно инерциальной системы он по-прежнему движется с постоянной скоростью v. Скорость же шарика изменила направление. Значит, в системе отсчёта, связанной с вращающимся диском, на шарик действовола сила инерции, не напраленная по радиусу, поэтому эта сила отлична от центробежной и называется силой Кориолиса: Fк = 2mv ×ω По периметру МЭМС-кольца равномерно расположены восемь приводов/преобразователей. При этом есть одна пара приводов «первичного движения» и одна пара первичных снимающих преобразователей, расположенных относительно их главных осей (0° и 90°. Две пары вторичных преобразователей расположенны относительно их вторичных осей (45°и 135°) Приводы первичного движения и первичные переключающие преобразователи действуют вместе в замкнутой системе, чтобы возбуждать и контролтровать первичную рабочую амплитуду вибрации и частоты (22 кГц). Вторичные снимающие преобразователи распознают радиальное движение на вторичных осях, величина которого пропорциональна угловой скорости вращения. Преобразователи производят двухполосный сжатый передающий сигнал, демодулирующийся обратно в полосы, ширина которых контролируется одним внешним конденсатором. На рис. 2.11 продемонстрирована структура кремниевого кольца сенсора, показывающая приводы первичного движения «PD» ( одна пара), первичные 25 снимающие преобразователи «PPO» ( одна пара) и вторичные снимающие преобразователи «SPO»(две пары) Рис. 2.11. МЭМС-сенсор В момент, когда датчик находится в выключенном состоянии, в кольце возбуждаетсчя движение вдоль его основных осей за счёт приводов первичного движения и первичных снимающих преобразователей. Круглое кольцо принимает эллиптическую форму и вибрирует с частотой 22кГц. Это показано на рис. 2.12 , на котором гироскоп уже включён, но ещё не вращается. На вторичных снимающих узлах , расположенных на периметре кольца под углом45° по отношению к основным осям нет радиального движения. Рис. 2.12. Вибрации кольца при отсутствии вращения 26 Если гироскоп подвергается воздействию угловой скорости, то на кольцо дейчтвуют силы Кориолиса: по касательной к периметру кольца относительно главных осей. Эти силы деформируют кольцо. Что вызывает радиальное движение вторичных снимающих преобразователей, рис. 2.13 Рис. 2.13. Вибрации кольца при вращении 2.1.3 Твердотельный волновой гироскоп Принцип заключается в проявлении инертных свойств упругих волн, возбуждаемых на кромке полусферического или цилиндрического резонатора или в кольцевом резонаторе. При вращении резонатора вокруг оси симметрии с абсолютной угловой скоростью упругая изгибная волна разворачивается относительно корпуса прибора. Если в начальный момент времени относительно исходного положения резонатора 1 возбуждена основная форма колебаний 2, то при вращении резонатора волна прецессирует в теле резонатора, занимая положение 3. 27 Рис. 2.14. Схема прецессии волны в резонаторе Рис. 2.15. Конструкция твердотельного волнового гироскопа Возбуждение резонатора осуществляется с помощью кольцевого электрода 8 импульсным напряжением (300-400) В. В схеме реализован емкостной съём информации о текущем угле прецессии волны. В схеме использованы восемь емкостных датчиков 5. Неоднородность упругих свойств резонатора 28 корректируется системой электрической балансировки с помощью шестнадцати электродов 4, которые при подаче на них постоянных напряжений образуют в определённых областях резонатора дополнительные отрицательные жёсткости. Во внутренней полости прибора создаётся и поддерживается вакуум с помощью ниппеля в кожухе 9 и встроенного насоса 1. Внутренний электрический монтаж гироскопа осуществляется на многослойной печатной плате, связанной с системой гермовыводами 2 и 10. 7- резонатор полусферический. 6 и 3- наружный и внутренний корпуса. Резонатор выполнен из плавленого кварца; диаметр (40-60) мм; толщина 1мм. 2.2. Акселерометры 2.2.1. Емкостные акселерометры На рис.2.16 показана конструкция емкостного акселерометра, изготовленного с использованием МСТ (микросистемная техника). В кристалле кремния 1 вытравлены участки 2 так, что значительная инертная масса 3 механически отделена от других частей акселерометра. Она соединена с ними лишь тонкими перемычками 4, которые играют роль упругих элементов. На небольшом расстоянии (~10 мкм) от кристалла кремния сверху и снизу расположены металлические электроды 5 и 6. Роль демпфера играет вязкая непроводящая жидкость, которой заполняется пространство электродами и кремнием. Рис.2.16. Конструкция емкостного акселерометра между 29 Инертная масса 3 в такой конструкции может перемещаться только по вертикали. Электрические ёмкости между ней и верхним (нижним) электродами включены в противоположные плечи электрической мостовой схемы переменного тока. Её балансируют так, чтобы при отсутствии ускорения сигнал на выходе равнялся нулю. Когда объект, на котором установлен акселерометр, движется с ускорением, направленным вдоль оси сенсора, инертная масса 3 смещается из положения равновесия, вследствие чего одна из емкостей возрастает, а другая уменьшается. Из-за нарушения баланса на выходе мостовой схемы появляется напряжение соответствующего знака и тем большее, чем больше ускорение. Мостовую электрическую схему, необходимые электронные ключи, усилители, элементы термокомпенсации – все, что требуется для обработки сигналов и калибровки акселерометра, – формируют ныне методами МСТ на том же кристалле кремния. В описанной конструкции акселерометра ускорение, которое и является здесь первичным информационным сигналом, сначала превращается в линейное перемещение инертной массы. Перемещение, в свою очередь, преобразуется в изменение емкости верхнего и нижнего конденсаторов, а последнее – в электрический сигнал. Сегодня используются три технологии построения акселерометра : x Пьезоэлектрические акселерометры – самый распространенный вид акселерометров, которые широко используются для решения задач тестирования и измерений. Такие акселерометры имеют очень широкий частотный диапазон (от нескольких Гц до 30 кГц) и диапазон чувствительности, а также выпускаются в различных размерах и формах. Выходной сигнал пьезоэлектрических акселерометров может быть зарядовым (Кл) или по напряжению. Датчики могут использоваться для измерений как удара, так и вибрации. 30 x Пьезорезистивные акселерометры обычно имеют малый диапазон чувствительности, поэтому они больше подходят для детектирования ударов, чем определения вибрации. Еще одна область их применения – испытания на безопасность при столкновении. В большинстве своем пьезорезистивные акселерометры отличаются широким диапазоном частот (от нескольких сотен Гц до 130 кГц и более), при этом частотная характеристика может доходить до 0 Гц (т.н. DC датчики) или оставаться неизменной, что позволяет измерять сигналы большой продолжительности. x Акселерометры на переменных конденсаторах относятся к компонентам новейших технологий. Как и пьезорезистивные акселерометры, они имеют выход по постоянному току. Такие акселерометры отличаются высокой чувствительностью, узкой полосой пропускания (15–3000 Гц) и отличной температурной стабильностью. Погрешность чувствительности в полном температурном диапазоне до 180°C не превышает 1.5 %. Акселерометры на переменных конденсаторах используются для измерений низкочастотной вибрации, движения и фиксированного ускорения 2.2.2. Пьезоэлектрический акселерометр Работа пьезоэлектрического датчика основана на том, что некоторые типы материалов генерируют электростатическую энергию или напряжение, когда к ним прикладывается механическая нагрузка. Наиболее часто применяемым пьезоматериалом являются кварц, поскольку он имеет низкую чувствительность к изменению температуры и хорошую линейность по широкому диапазону уровней напряжений с низким гистерезисом. Пьезоэлектрические преобразователи обеспечивают равномерный выход на частотах до 50 кГц. Кварцевые преобразователи имеют температурный 31 диапазон от – 200 оС до + 300оС. На рис. 2.17 показана конструкция пьезоэлектрического датчика Рис.2.17. Конструкция пьезоэлектрического датчика : 1-корпус, 2-инерционная масса, 3-пьезоэлемент, 4- эл.выводы, 5- контакты 2.2.3. Пьезорезисторный акселерометр Для определения ускорения используют изгибаемые диффузные кремниевые резисторы, присоединённые к одной или нескольким микромеханическим кремниевым консольным балкам (рис.2.18), поддерживающим инерционную массу. Ускорение инерционной массы вызывает изгиб балок и изменяет сопротивление резисторов, создавая разбалансировку моста Уинстона, в схему которого включаются измерители напряжения. Пьезорезисторные акселерометры полностью построены из кремния и обеспечивают большие амплитуды сигнала (50-100 мВ на выходе схемы обработки мостового сигнала), высокую линейность , малый размер и вес. 32 Рис. 2.18. консольными Пьезорезисторный балками, акселерометр: поддерживающими 1-кремниевая структура с инерционную массу; 2- поддерживающее основание; 3-инерционная масса; 4-изгибаемые кремниевые резисторы; 5-электрическое соединение резисторов (схематическое изображение моста Уинстона); 6-терминал МЭМС-структуры (выходного моста) 3 . Режимы работы и конструктивные особенности БИНС Основными режимами работы БИНС являются режимы начальной выставки и навигации [5], [6]. Режим начальной выставки используется для определения параметров ориентации приборного трёхгранника БИНС относительно географической системы координат. Существует несколько режимов выставки, зависящие от условий эксплуатации БИНС и типа объекта, на который она установлена. Для авиационных систем используются три режима выставки: автономная выставка на неподвижном основании, выставка по заданному курсу, выставка на подвижном основании при использовании разного рода внешней навигационной информации. Решение задачи выставки обычно включает в себя два этапа: грубого горизонтирования на основе осреднения показаний инерциальных датчиков, и точной выставки, основанной на использовании оценивания и модели гирокомпасирования. различных способов 33 Применительно к задаче начальной выставки авиационной БИНС на аэродроме базирования используются процедуры, основанные на данных о неподвижности относительно Земли корпуса самолёта и данных о значении географических координат. Точность всех способов начальной выставки зависит от класса точности инерциальных датчиков, используемого интервала времени, а также от интенсивности внешних возмущений, действующих на самолёт во время этого режима (ветровые нагрузки, погрузочные работы и прочее). В последнее время наблюдаются тенденции к сокращению времени готовности и ужесточению требований к чувствительности способа выставки к указанным возмущениям. Конструктивные и функциональные особенности и режимы работы рассмотрены на примере БИНС с кольцевыми лазерами Система имеет следующие основные режимы работы: начальная выставка; навигация; курсовертикаль; резервный при отказе ЦВМ. В режиме начальной выставки производится ориентация приборного трехгранника относительно географической системы координат, т.е. формируется «математическая платформа», в осях которой реализуется режим навигация. Начальная выставка подразделяется на следующие виды: выставка «математическим гирокомпасированием», при которой на основе полученных от БЦВМ, или СНС, или запомненных от предыдущего полета данных о географических координатах места выставки и показаний инерциальных датчиков формируются все углы ориентации; 34 выставка по запомненному курсу, при которой на основе полученных от БЦВМ, или СНС, или запомненных от предыдущего полета данных о географических координатах места выставки и показаний инерциальных датчиков формируются угловое положение вертикали, а истинный курс либо задается от БЦВМ, либо используется запомненный от предыдущего полета; повторный запуск в воздухе, при котором, в случае начального включения системы в процессе полета, на основе показаний инерциальных датчиков и информации либо от другой БИНС, работающей в режиме навигация, либо от СНС формируются все углы ориентации. в случае начального включения системы в процессе полета и при отсутствии информации от другой БИНС или СНС система переходит в режим курсовертикали, в котором формируется только пилотажная информация. Начальная выставка начинается автоматически при подаче питания на БИНС. Выбор вида также производится автоматически на основе анализа доступной внешней информации. При наличии команды «шасси обжато» (ШО) и отсутствии информации о географических координатах выполнение режима прекращается и система формирует запрос в БЦВМ. В процессе выставки производится контроль достоверности информации о широте. В случае недостоверности этой информации также формируется запрос в БЦВМ. В режиме навигация система формирует три вида навигационной информации – инерциальную, гибридную (ИНС + СНС), СНС и пилотажную относительно географической, связанной, траекторной систем координат. Формирование гибридной информации осуществляется по принципу тесной интеграции, в котором используется первичная информация СНС, что позволяет реализовать дополнительный контроль достоверности и целостности информации СНС. 35 Кроме того, за счет применения информации ИНС приемником СНС в случае потери рабочих спутников в процессе маневра самолета, сокращается время поиска рабочих спутников после прекращения маневра. Принципиально новым для инерциальных навигационных систем является резервный режим. Этот режим реализуется в случае отказа БЦВМ. Система продолжает работать в режиме навигация, ее информационный обмен с БЦВМ прекращается, устанавливается непосредственный обмен, включая управление, с МФИ, при этом решаются следующие задачи: возврат на заданный аэродром, заход на посадку, повторный заход на посадку. Невозмущаемость горизонтальных каналов системы обеспечивается их настройкой на период Шулера, а вертикального – на основе использования данных от системы воздушных сигналов (СВС) о барометрической высоте. С целью повышения точности и надежности, кроме описанных ранее в ПМО системы введены алгоритмы довыставки и автокалибровки. Алгоритм довыставки начинает работать после перехода системы в режим навигации и оканчивает в момент отрыва самолета от взлётно-посадочной полосы (снятие команды ШО), т.е. все время нахождения самолета на аэродроме. На основе математической модели погрешности БИНС с помощью фильтра Калмана 32-го порядка производится комплексная обработка инерциальной и доступной внешней информации – данные СНС и нулевая скорость при стоянке самолета. В результате такой обработки формируются поправки к выходным параметрам инерциального счисления и калибровочным коэффициентам алгоритмической компенсации, которые учитываются в дальнейшей работе системы. Алгоритм автокалибровки формирует поправки к выходным параметрам инерциального канала на основе данных, сформированных фильтром Калмана в предыдущих полетах. Эти поправки формируются с учетом дополнительной обработки данных предыдущих полетов и реальной траектории движения самолета. Система выполнена по традиционной моноблочной схеме и состоит 36 из блока инерциально-информационного БИИ, в котором размещен спутниковый навигационный приемник (СНП), и монтажной рамы РМ (рис. 3.1) Рис.3.1.Внешний вид БИНС Ориентация системы относительно строительных осей самолета обеспечивается с помощью начальной выставки монтажной рамы, для которой блоки БИИ являются взаимозаменяемыми. На Рис.3.2 показано расположение основных функциональных узлов блока БИИ. Рис.3.2 Блок БИИ. 37 1-блок чувствительных элементов (БЧЭ), 2- преобразователь сигналов датчиков (ПСД), 3- вычислитель инерциальной навигационной системы (ВИНС), 4спутниковый навигационный приемник (СНП), 5 – источник вторичного питания (ИВП). Ортогональная триада лазерных гироскопов образована установкой непосредственно в корпус БЧЭ трех одноосных кольцевых лазера с соответствующей функциональной электроникой. Конструктивное исполнение триады показано на Рис3.3. Рис.3.3 Размещение кольцевых лазеров. Структурная схема БИИ и схема его информационных потоков представлены на Рис.3.4. С целью минимизации возмущений в каналах измерения составляющих вектора ускорений аналого-цифровой преобразователь сигналов акселерометра (ПСА) размещен в БЧЭ в непосредственной близости от акселерометров. 38 в Рис.3.4 Схема блока БИИ. 4. Неортогональная БИНС Преимуществами БИНС являются относительная дешевизна , малые габариты и вес, а также малое энергопотребление. Эти преимущества особенно хорошо видны в БИНС, построенных на микромеханических навигационных датчиках (гироскопах–ММГ,акселерометров-ММА). Блоки линейных микромеханических акселерометров используются как датчики кажущегося ускорения подвижного объекта в составе инерциальных навигационных систем. характеристиками Они (если не обладают рассматривать высокими точностными недорогие ММА). Одной из серьезных проблем недорогих микромеханических датчиков является случайный дрейф нуля. Попросту говоря, дрейф — это когда датчик показывает, что объект вращается (дрейф ММГ), хотя на самом деле вращения нет. У дрейфа есть постоянная составляющая, которую можно скомпенсировать, и случайная, которую скомпенсировать трудно. Существуют разные способы борьбы со случайной погрешностью. Одним из них является построение неортогональной БИНС с информационной избыточностью. Оси чувствительности датчиков ориентированы параллельно образующим двух 39 конусов. Оптимальная величина угла полураствора конуса для одноосных измерителей составляет 54,75 градуса. Для создания информационной избыточности измерительных нужно, чтобы число каналов (осей чувствительности) в блоке было больше числа измеряемых параметров. Для блока 4-х двухосных датчиков мы получаем 8 измерительных каналов, чего вполне достаточно для построения нормальной БИНС. При этом, как говорилось выше, ОЧ датчиков должны быть ориентированы параллельно образующим конуса. Для создания такой конструкции необязательно делать конус и даже пирамиду. Датчики можно разместить на боковую поверхность Параллелепипеда и повернуть их вокруг нормали к боковой грани. Рис.4.1. Конструкция избыточного блока. После сборки такой БИНС в любом случае нужно провести калибровку датчиков для определения фактических значений матрицы направляющих косинусов и масштабных коэффициентов . Для такой ориентации датчиков требуется составить матрицу направляющих косинусов. Эта матрица состоит из 40 косинусов углов между осями чувствительности датчика (строки) и осями объектового координатного трехгранника (столбцы). Для построения матрицы направляющих косинусов можно использовать метод последовательных поворотов[7]. При указанном выше монтаже датчиков получим следующую схему поворотов. Рис.4. 2. Схема поворотов датчика в блоке При этом в итоге получится матрица [8x3] — восемь осей чувствительности датчиков и три оси связанной системы координат. В простейшем случае для получения оценки компонент вектора абсолютной угловой скорости (или кажущегося ускорения) потребуется решить систему линейных алгебраических уравнений, в правых частях которых выходные сигналы датчиков, независимые переменные — искомые компоненты вектора угловой скорости (ускорения), а коэффициенты — элементы матрицы направляющих косинусов. Вследствие информационной избыточности полученная система уравнений будет переопределенной (число уравнений больше числа переменных). В общем случае такая система решений (точных) 41 не имеет. Для ее приближенного решения можно воспользоваться, например, алгоритмом гауссовского метода наименьших квадратов или фильтром Калмана. 5. Интегрированная система резервных приборов ИСРП Интегрированная система резервных приборов ИСРП предназначена для формирования, индикации и выдачи потребителю гиромагнитного курса, заданного курса, углов крена и тангажа, давления у поверхности Земли, абсолютной и относительной барометрической (геопотенциальной) высоты, вертикальной и приборной скорости, а также для индикации параметров, поступающих на вход системы от бортовой аппаратуры. Вопросы построения ИСРП рассматриваются в [8]. Все чаще на отечественных и зарубежных ЛА вместо системы электромеханических приборов применяются бесплатформенные интегрированные системы резервных приборов (ИСРП) – автономные устройства, устанавливаемые на приборной панели ЛА, работающие в режиме горячего резервирования и измеряющие основную пилотажную информацию. 42 Акселерометры Индикатор Гироскопы Магнитометр АЦП Датчик микроконт роллер Процессорный модуль полного давления Датчик статического давления Датчики температуры Рис.5.1. Обобщённая структурная схема автономной бесплатформенной системы резервных приборов Преобразующая электроника служит для преобразования аналоговых (для датчиков давления – частотных) сигналов в цифровой код и его последующей передачей в вычислитель для расчета значений параметров углового положения и высотно-скоростных параметров ЛА. Вычисление параметров движения осуществляется в соответствии с классическими уравнениями . Для описания взаимного положения сопровождающего и связанного с ЛА трехгранников используются следующие кинематические параметры: матрица направляющих косинусов и уравнения Пуассона, кватернионы (параметры Родрига-Гамильтона), углы Эйлера-Крылова. В процессорном модуле реализуются основные алгоритмы функционального программного обеспечения ИСРП (алгоритмы внешнего информационного обмена, алгоритмы внутреннего контроля и коррекции, алгоритмы обмена данными с 43 индикатором и т.д.).Факторы, влияющие на точность определения параметров движения ЛА автономной ИСРП: - инструментальные погрешности (погрешности ДПИ и элементов преобразующей электроники – АЦП, ПНЧ); - методические погрешностями (погрешности алгоритмов ориентации и уравнений вычисления значений параметров движения ЛА); - погрешности начальной выставки системы (погрешность задания начальных условий навигационных алгоритмов). инструментальные ошибки Наиболее ДПИ: значимыми погрешность - считаются изготовления чувствительного элемента; - систематическое смещение нулевого сигнала; нестабильность нулевого сигнала (случайный уход); - нестабильность масштабного коэффициента; - асимметрия и нелинейность масштабного коэффициента; - погрешность взаимной ортогональности измерительных осей инерциальных датчиков. Методические ошибки вызваны неточным знанием параметров окружающей среды (например, магнитного склонения при определении проекций магнитного поля Земли), линеаризацией и упрощением алгоритмов ориентации. Методические погрешности имеют значения обычно на 1y2 порядка меньше характерных ошибок ДПИ. Ошибки начальной выставки обусловлены неточным заданием начального состояния ИСРП по местоположению, скорости и ориентации, и могут быть скомпенсированы во время начальной подготовки ЛА. Повышение точности определения параметров ориентации может достигаться за счет комплексирования с внешними источниками информации. Но результатом такого подхода является снижение лишь случайной составляющей погрешности, а систематическая составляющая погрешности ИСРП не компенсируется. Для уменьшения систематической составляющей погрешности необходимо применять следующие подходы: - проводить калибровку ДПИ (процедуру тарировки, измерения и учета систематических погрешностей датчиков не только автономно, но и в составе ИСРП); реализовать метод универсального включения-отключения коррекции: метод, 44 позволяющий учитывать тип движения ЛА (прямолинейный полет, разгон, торможение, наличие/отсутствие виражей, существенное отклонение углов крена и тангажа) и выбирать оптимальный вид коррекции для данного режима полета; - использовать имеющуюся информационную избыточность. Под информационной избыточностью понимаются программные и аппаратные средства, позволяющие получать измерительную информацию, используемую в алгоритмах работы ИСРП для выполнения дополнительных функций как в рабочем режиме, так и при каких-либо нарушениях в работе системы. Необходимо отметить, что информационная избыточность возникает даже при использовании в составе системы минимально возможного (необходимого) набора ДПИ . Причем, уровень избыточности тем выше, чем больше выходных параметров элементов используется для получения информации в качественном или количественном виде. Для повышения надежности ИСРП в условиях отсутствия отечественных высоконадежных электронных компонентов и при достаточно «жестких» режимах эксплуатации, рекомендуется применять резервирование, реализовывать средства внутреннего контроля и реконфигурации аппаратуры, которая заключается в использовании лишь исправных функциональных элементов, в то время как отказавший элемент исключается из контура измерения. Различные модели резервирования могут реализовываться как аппаратно, так и программно, при этом, основное внимание уделяется контролю состояния датчиков. В ряде случаев, когда невозможно аппаратное резервирование, перспективным является резервирование за счет комплексирования измерительной информации, в том числе, получаемой от измерителей различных физических величин. В состав системы ИСРП (рисунок 5.2) входят блок ориентации и индикации БОИ и магнитометр аналоговый МА. 45 1 2 Рис.5.2 – Внешний вид системы ИСРП 1-блок ориентации и индикации, 2-магнитометр Блок ориентации и индикации БОИ предназначен для формирования, индикации и выдачи углов крена и тангажа, гиромагнитного курса, абсолютной и относительной барометрической (геопотенциальной) высоты, приборной скорости, вертикальной барометрической скорости. Определение параметров осуществляется на основе физических измерений угловой скорости, линейного ускорения, статического и полного давлений и их последующей математической обработки. Для этой цели в состав блока входят: блок датчиков ориентации, состоящий из трех акселерометров, трех волоконных датчиков вращения, трех термодатчиков, устройства 46 сопряжения; два датчика давления; модуль преобразования; процессорный модуль; видеомодуль . Магнитометр аналоговый МА предназначен для измерения составляющих напряженности магнитного поля Земли (МПЗ). Питание магнитометра осуществляет блок БОИ 1, 2 – кнопки регулировки яркости; 3 – кнопка запуска ускоренной коррекции; 4 – датчик внешней освещённости; 5 – ручка ввода (кремальера) барокоррекции; 6 – указатель скольжения (креноскоп); 7 – ручка ввода (кремальера) заданного курса. Рис.5. 3. Лицевая панель блока (с примером индикационного кадра ИСРП) 47 Магнитометр должен устанавливаться на объекте, где отсутствует влияние магнитного поля, создаваемого электрическими токами агрегатов ЛА и на расстоянии не менее 300 мм от ферромагнитных масс объекта. Зачастую магнитометры входят в состав сложных навигационных систем, а в сочетании с акселерометром и/или гироскопом представляют собой инерциальную систему, способную точно определять местоположение в трехмерном пространстве. Магнитометр[9] представляет собой устройство для измерения интенсивности одной или нескольких составляющих магнитного поля. Сегодня рынок предоставляет широкий выбор двух- и трехосевых электронных компасов в интегральном исполнении. Для более полного понимания принципа действия такого компаса рассмотрим основные положения теории магнетизма и принципы определения направления вектора магнитного поля Земли. Магнитное поле Земли в каждой точке пространства характеризуется вектором напряженности Т, направление которого определяется тремя составляющими по осям X, Y и Z в прямоугольной системе координат (Рис.5.4). Также магнитное поле Земли можно описать горизонтальной составляющей напряженности Н, магнитным склонением D (углом между Н и плоскостью географического меридиана) и магнитным наклонением I (углом между Т и плоскостью горизонта). 48 Рис.5.4 Составляющие магнитного поля Земли. Основной характеристикой магнитного поля является магнитная индукция B, представляющая собой векторную величину. Направление вектора магнитной индукции совпадает с направлением силы, действующей на северный полюс магнита, помещенного в данную точку магнитного поля. Величина B выражается единицей измерения тесла (Тл или (Н/А·м)). Тесла является довольно крупной величиной магнитной индукции, поэтому для измерения слабых магнитных полей применяют мелкую дольную единицу – микротесла (мкТл). Стоит заметить, что полный вектор магнитного поля Земли составляет всего около 50 мкТл. Но в документации на МЭМС-магнитометры обычно приводится другая единица измерения, характеризующая магнитное поле – гаусс (Гс). Гаусс представляет собой единицу измерения магнитной индукции в системе СГС. При этом справедливы следующие равенства: 1 Гс = 100 мкТл, 1 Тл = 104 Гс. Магнитная индукция связяна с напряжёностью магнитного поля соотношением: 49 Здесь μ – магнитная проницаемость среды, μ0 – магнитная постоянная. В итоге, на практике для определения направления вектора магнитного поля Земли измеряют две его составляющие по оси X и оси Y (Рис.5.5 ), а затем вычисляют угол φ на основании следующих формул: Рис.5.5 Разложение вектора магнитного поля Земли на составляющие. Основой ферромагнитного датчика (называемого также феррозондовым) является катушка с сердечником из ферромагнитного материала. Типовая кривая намагничивания такого материала хорошо известна из школьного курса физики и имеет с учетом влияния магнитного поля Земли следующий вид, показанный на рис.5.6 50 Рис. 5.6 Кривая намагничивания Катушка возбуждается переменным синусоидальным сигналом несущей частоты. Как видно из рис.5.6, смещение кривой намагничивания ферромагнитного сердечника катушки внешним магнитным полем Земли приводит к тому, что индукция поля и связанное с ним напряжение на катушке начинают искажаться несимметричным образом. Иными словами, напряжение датчика при синусоидальном токе несущей частоты будет отличаться от синусоиды более "приплюснутыми" верхушками полуволн. И искажения эти будут несимметричны. 51 Рис5.7 Дифференциальный ферромагнитный датчик Конструкция состоит из двух идентичных ферромагнитных сердечников (рис.5.7) с идентичными катушками, расположенными параллельно рядом друг с другом. По отношению к возбуждающему электрическому сигналу опорной частоты они включены встречно. Третья катушка представляет собой обмотку, намотанную поверх двух сложенных вместе первых двух катушек с сердечниками. При отсутствии внешнего смещающего магнитного поля электрические сигналы первой и второй обмоток симметричны и в идеальном случае действуют так, что выходной сигнал в третьей обмотке отсутствует, так как магнитные потоки через нее полностью компенсируются. При наличии внешнего смещающего магнитного поля картина меняется. То один, то другой сердечник на пике соответствующей полуволны попадает в зону насыщения больше, чем обычно вследствие добавочного воздействия магнитного поля Земли. В результате на выходе третьей обмотки появляется сигнал рассогласования удвоенной частоты. 52 Описанный датчик обладает ярко выраженной диаграммой направленности. Его выходной сигнал максимален при расположении продольной оси датчика вдоль силовых линий внешнего постоянного магнитного поля. Когда продольная ось перпендикулярна силовым линиям - выходной сигнал равен нулю. 6. Комплексирование БИНС и системы спутниковой навигации Развитие информационных технологий, а также в целом технический прогресс позволили вывести тактико-технические возможности подвижных объектов на существенно новый уровень. Большая заслуга в этом принадлежит развитию в области решения задач ориентации и навигации. Системы на борту летательного аппарата (ЛА), решающие эти задачи, объединяются в информационно-управляющие комплексы ориентации и навигации (КОН). В последнее время одной из главных целей является повышение точности и надежности определения параметров ориентации и навигации. К числу основных систем навигации принадлежат инерциальные системы навигации (ИНС) и спутниковые системы навигации (СНС). Каждая из этих систем имеет свои достоинства и недостатки. Современным ЛА, использующим КОН, не хватает точности, которую могут предоставить ИНС и СНС по отдельности. Выходом из этой ситуации является интегрированная система, в которой ИНС и СНС дополняют друг друга. Наиболее перспективными являются бесплатформенные ИНС (БИНС) Работы по интегрированию ИНС и СНС ведутся уже достаточно давно, и в настоящее время сложилось представление о возможности комплексирования в следующих вариантах [10]: 53 раздельная схема; слабо связанная схема; жестко связанная схема; глубоко интегрированная схема. Раздельная схема Самый простой вариант совместного использования ИНС и СНС (рис.6. 1). Принцип работы заключается в периодическом перезапуске алгоритма ИНС с новыми начальными условиями координат и скорости, которые поступают от СНС. Это необходимо, потому что ошибки ИНС увеличиваются со временем. Получается система, обладающая более высокой точностью в вычислении координат, скорости и углам ориентации по сравнению с ИНС и СНС. Изменения в уже существующих КОН для построения такой системы требуются минимальные. Рис.6. 1. Раздельная схема комплексирования СНС и ИНС 54 Слабо связанная схема ИНС и СНС в слабо связанной схеме работают независимо, но появляется независимый блок, отвечающий за коррекцию данных, полученных от СНС с помощью интегрального фильтра Калмана (рис.6.2) Рис.6. 2. Слабо связанная схема комплексирования ИНС и СНС Здесь функциональное разделение систем может сопровождаться физическим разделением: СНС, БИНС и блок вычислителя-корректора оформляются в виде законченных блоков, между которыми организованы соответствующие информационные связи, не требующие высоких скоростей при передаче данных. 55 В этой схеме СНС использует информацию от ИНС только для целей более надежного восстановления захвата после его потери (связь выходного блока ИНС и ВЧ-приемника). Структура ИНС позволяет скорректировать данные измерительных приборов по априорным данным, полученным, например, в предыдущей итерации. Блок, который соединяет блоки СНС и ИНС, является интегральным блоком Калмана. В его задачи входят получение данных от обеих систем, вычисление разности показаний и на этой основе определение величины ошибки оценки ИНС. После этого данные об ошибке отправляются в ИНС посредством блока компенсации инструментальных ошибок. В слабо связанной схеме, как и в раздельной, данные вырабатываются независимо у ИНС и СНС. Слабо связанная схема является «каскадной» в силу двух последовательно включенных фильтров Калмана. Плюсом такой схемы является высокая надежность комплексной системы, а минусом – взаимная корреляция ошибок оценок на выходе фильтра спутникового приемника и их отличие от белых шумов Жестко связанная схема В такой системе роль ИНС сводится только лишь к определению первичных параметров поступательного и вращательного движений (рис6.3). Поэтому блоки ИНС представляют собой лишь блоки инерциальных измерителей (акселерометры и гироскопы). В СНС фильтр Калмана отсутствует. Измерения с СНС и ИНС идут в общий вычислительный блок, в котором реализован интегральный фильтр Калмана. 56 Рис. 6.3. Жестко связанная схема комплексирования ИНС и СНС По сравнению с разделительными и слабо связанными системами жестко связанные системы более точны, а интегральный фильтр позволяет использовать все доступные спутники. Например, при одной и той же точности ИНС на 20-й минуте автономного полета жестко связанная схема дает в 1,5–2 раза меньшие ошибки определения координат, чем слабо связанная схема. Также они различаются временами потери работоспособности аппаратуры потребителей. Но из-за того, что становится доступным лишь одно совместное решение, это приводит к потере избыточности системы. Достоинства таких систем : 57 отсутствие проблемы взаимной корреляции шумов измерений и их отличие от белых шумов; отсутствие проблемы синхронизации измерений ИНС и СНС, так как используется один формирователь тактовых частот; обнаружение и отбраковка «плохих» измерений псевдодальностей, так как появляется возможность их контроля по предсказанным значениям, формируемым с использованием данных от ИНС. Недостатки : необходимость разработки специальной аппаратуры потребителя (приемника); использование сложных уравнений измерения; ухудшение надежности, так как отказ в ИНС приводит к отказу системы в целом. 58 Глубоко интегрированная схема Такие системы более сложные с точки зрения организации их структуры Рис.6. 4. Глубоко интегрированная схема комплексирования ИНС и СНС Все оценки производятся в интегральном фильтре Калмана, а ГЛОНАС/GPS – приемник еще более упрощается. В интегральном фильтре Калмана вычисляются не только ошибки ИНС, но и оценки псевдодальностей и псевдоскоростей. Такой фильтр должен обладать двадцатым-сороковым порядком, и для его реализации нужны ЭВМ с большим быстродействием . 59 Достоинства отсутствие проблемы «каскадного» включения фильтров; компактность; пониженные требования по энергообеспечению; обнаружение и отбраковка «плохих» измерений псевдодальностей, так как появляется возможность их контроля по предсказанным значениям, формируемым с использованием данных от ИНС. Недостатки вектор состояния содержит до 40 компонентов, и фильтр трудно реализуем; имеется необходимость разработки специальных датчиков. Последние три схемы получают из фильтра Калмана оценки погрешностей ИНС, которые можно использовать для коррекции датчиков ИНС, следовательно, улучшая работу ИНС в автономном режиме. Таким образом, при комплексировании СНС и ИНС по жестко связанным и слабо связанным схемам или глубоко интегрированной схеме возможно улучшение характеристик автономных ИНС не только по координатам, но и по другим параметрам. 7. Гибридные инерциальные системы Гибридный принцип построения инерциальных навигационных систем[11] является способом улучшения точностных характеристик БИНС. Гибридная инерциальная навигационная система (ГИНС) представляет собой бесплатформенный измерительный блок в двухосном кардановом подвесе со статической индикаторной гиростабилизацией. Подобное конструктивное решение позволяет улучшить точностные характеристики навигационной 60 системы, сохранив при этом приемлемые габаритно-массовые характеристики, стоимость и автономность работы системы управления. Это достигается за счѐт применения двухосного карданова подвеса прибороной площадки (ПП) с индикаторной использованием гиростабилизацией. данного Система метода, называется навигации, построенная гибридной с инерциальной навигационной системой. Еѐ отличительная особенность заключается в объединении положительных свойств платформенных и бесплатформенных систем. Для повышения точности БИНС используются различные методы, такие как методы автокомпенсации инструментальных погрешностей приборов, использование структурной избыточности, использование алгоритмических методов компенсации погрешностей. Повышение точности БИНС может быть также достигнуто за счѐт коррекции от внешних источников информации, таких как радионавигационные и спутниковые системы, однако их использование лишает автономности систему управления. В связи с этим большой интерес представляют исследования и разработки, направленные на улучшение точностных характеристик БИНС с помощью автономных конструктивных методов, например за счѐт повышения чувствительности датчиков угловой скорости путѐм уменьшения диапазона измеряемых угловых скоростей, обеспечения работы чувствительных элементов БИНС в менее жѐстких условиях во время полѐта, предстартовых калибровок. Для этого БИНС следует заключить в КП. При этом возможны три варианта решения (табл.1). 61 Табл.1 Улучшение точностных характеристик БИНС с помощью подвеса Конструктивные БИНСв решения, одноосном подвесе достигаемые цели Улучшение точностных характеристик ЧЭ БИНС БИНСв двухосном подвесе БИНСсдвухосной индикаторной гиростабилизацией . (ГИНС) Повышение чувствительности ДУС за счѐт уменьшения диапазона измеряемых угловых скоростей Улучшение точностных характеристик одного из трѐх ДУС за счѐт принудительного вращения ПП с небольшой угловой скоростью в линейной зоне характеристики ДУС Улучшение точностных характеристик двух ДУС за счѐт принудительно го вращения ПП с небольшой угловой скоростью в линейной зоне характеристик ДУС Улучшение Невозможно Сложности в точностных выставить обеспечении характеристик измерительные неподвижности ЧЭ БИНС за оси ЧЭ вдоль g и ПП во время Ω счѐт калибровок предстартовых (нежѐсткость, калибровок подвижное основание) Улучшение Виброзащита точностных отсутствует, Виброзащита характеристик малая угловая отсутствует, БИНС за счѐт скорость вокруг малая угловая работы ЧЭ одной оси ПП скорость БИНС в менее вокруг двух жѐстких осей ПП условиях во время полѐта Улучшение точностных характеристик двух ДУС за счѐт вращения ПП с небольшими угловыми скоростями под действием возмущающих моментов вокруг осей стабилизации Калибровка акселерометров и ДУС в астатическом режиме системы стабилизации ПП Виброзащита и стабилизация двух осей ПП (без позиционирования относительно инерциального пространства) 62 Анализ конструктивных решений для улучшения точностных характеристик .БИНС показал, что вариант БИНС с двухосной индикаторной гиростабилизацией является наиболее приемлемым, поскольку позволяет использовать все три способа улучшения точностных характеристик БИНС. Бесплатформенная Система Достоинства: Гибридная система БИНС в двухосном кардановом подвесе с индикаторной гиростабилизац ией • не большие габаритномассовые х-ки • не большая стоимость. • не ограниченные углы «прокачки» Платформенная система Достоинства: • высокая точность •помехозащищён ность • Возможность предстартовой калибровки Рис.7.1 Гибридный принцип построения ИНС как способ улучшения точностных характеристик БИНС Объединение данных положительных свойств в рамках одной системы составляет основное преимущество данного варианта по сравнению с другими способами повышения точности БИНС. 63 Особенность ГИНС заключается в том, что стабилизация платформы в ГИНС осуществляется статическими индикаторными системами стабилизации , то есть без позиционирования платформы относительно инерциальной базовой системы координат. При этом ЧЭ (ДУС) двухосного индикаторного , на базе которого строится ГИНС, используются одновременно и в системе стабилизации платформы, и в системе ориентации по схеме БИНС. Навигационный алгоритм реализуется традиционными для БИНС методами. Особенностью методики определения параметров ориентации является использование совместной обработки информации с датчиков углов (ДУ), расположенных на осях карданового подвеса, и с ДУС, установленных на платформе. В данном случае гибридной инерциальная навигационная система называется потому, что при построении на борту модели инерциального (абсолютного) пространства используются оба принципа “материализации” инерциальной СК (ИСК), то есть принцип математического построения инерциального пространства и принцип вещественного построения инерциального пространства в виде гиростабилизированной платформы (ГСП). Сравнительный анализ характеристик ИНС показал, что ГИНС занимает промежуточное место между классом БИНС и ПИНС, при этом по сравнению с трѐхосным гиростабилизатором (ТГС) обладая меньшей стоимостью и ГМХ, по сравнению с БИНС – большей точностью, помехозащищѐнностью и возможностью предстартовой калибровки. Преимуществами перед БИНС являются также повышение точности определения навигационных параметров и определения «математической платформы». 64 Литература: 1. Мелешко В.В., Нестеренко О.И. Бесплатформенные инерциальные навигационные системы. Учебное пособие – Кировоград: ПОЛИМЕДСервис, 2011-171с. 2. Матвеев. В.В. Инерциальные навигационные системы. Учебное пособие. Изд-во ТулГу, 2012 г. 3. Галкин В.И. Перспективные гироскопы летательных аппаратов. Издательство LAP Lambert Academic Publishing. 2013 г. 4. Коновалов С. Ф., Пономарёв Ю.А., Майоров Д.В., Подчезерцев В.П., Сидоров А.Г. Гибридные микроэлектромеханические гироскопы и акселерометры. Наука и образование: научное издание МГТУ им Н.Э. Баумана, 2011 г. 5. Голован А.А., Парусников Н.А. Математические основы навигационных систем. Часть1. Математические модели инерциальной навигации. 3-е издание, исправленное и дополненное. МАКС Пресс. Москва, ISBN 9785-317-03803-8. 2011,136 с. ISBN 978-5-317-04224-0 6. Голован А.А., Парусников Н.А. Математические основы навигационных систем. Часть 2. Приложения методов оптимального оценивания к задачам навигации . 2-е издание исправленное и дополненное. МАКС Пресс Москва. 2012, 172 с. ISBN 978-5-317-04224-0 7. Литература: Шаньгин Е.С. Управление роботами и робототехническими системами. Конспект лекций. Уфа-2005. 2005 8. Ильясов С.П., Корнилов А.В., Лосев В.В. Система резервных приборов высокоманёвренного аэродинамического летательного аппарата. Труды МАИ. Выпуск № 92,2017 9. Воронов В.В, Григорьев Н.Н., Яловенко А.В. Магнитные компасы. Теория, конструкция и девиационные работы. – СПб.: «Элмор», 2004. – 192 с. 10.Суворов М. А. Анализ вариантов интегрированных навигационных систем. Современные проблемы науки и образования. Электронный научный журнал. Вывпуск№1(часть 1), 2015. 11.Сбитенькова М.А. Гибридная Инерциальная Навигационная Система. Труды МАИ. Электронный журнал. Выпуск № 45,2011. 65 Содержание Введение…………………………………………………………. 3 1.Схенмы построения БИНС …………………………………….4 2. Измерители угловой скорости и линейных ускорений…….10 2.1 Датчики угловых скоростей ………………………………. 10 2.1.1 Квантовые гироскопы……………………………………. 10 2.1.1.1 Принцип действия лазерного гироскопа……………… .10 2.1.1.2 Принцип действия ядерного гироскопа……………… 16 2.1.2 Кремниевый кольцевой МЭМС-гироскоп……………… .19 2.1.3 Твердотельный волновой гироскоп …………………… 26 2.2 Акселерометры……………………………………………… 28 2.2.1Емкостные акселерометры ……………………………… 28 2.2.2Пьезоэлектрические акселерометры …………………… . 30 2.2.3 Пьезорезисторные акселерометры……………………….. 31 3.Режимы работы и конструктивные особенности БИНС…….32 4.Неортогональная БИНС……………………………………… 38 5.Интегрированная система резервных приборов ИСРП…… ..41 6. Комплексирование БИНС и системы спутниковой навигации……………………………………………………… 52 7. Гибридные инерциальные системы………………………… 59 Литература ……………………………………………………… 64 ГАБЕЦ Владимир Николаевич, СОЛОВЬЕВ Юрий Сергеевич АВИАЦИОННЫЕ ИНФОРМАЦИОННО-ИЗМЕРИТЕЛЬНЫЕ СИСТЕМЫ. БЕСПЛАТФОРМЕННЫЕ ИНЕРЦИАЛЬНЫЕ НАВИГАЦИОННЫЕ СИСТЕМЫ Учебное пособие В авторской редакции Подписано в печать .0.2018 г. Формат 60х84/16 Печ. л. 4,25 Усл. печ. л. 3,95 Заказ № 276/0403-УП01 Тираж 35 экз. Московский государственный технический университет ГА 125993, Москва, Кронштадтский бульвар, д. 20 Издательский дом Академии имени Н. Е. Жуковского 125167, Москва, 8-го Марта 4-я ул., д. 6А Тел.: (495) 973-45-68 E-mail: [email protected]
