автореферат диссертации по информатике, вычислительной технике и управлению, 05.13.01, диссертация на тему:Алгоритмы оценки инструментальных погрешностей инерциальной системы в процессе калибровки и начальной подготовки

На правах рукописи

ЧУМАНКИН ЕВГЕНИЙ АЛЕКСЕЕВИЧ

АЛГОРИТМЫ ОЦЕНКИ ИНСТРУМЕНТАЛЬНЫХ ПОГРЕШНОСТЕЙ ИНЕРЦИАЛЬНОЙ СИСТЕМЫ В ПРОЦЕССЕ КАЛИБРОВКИ И НАЧАЛЬНОЙ ПОДГОТОВКИ

05.13.01 — Системный анализ, управление и обработка информации (в науке и промышленности) по техническим наукам

АВТОРЕФЕРАТ

диссертации на соискание ученой степени кандидата технических наук

г. Н. Новгород — 2003 г

Работа выполнена в Арзамасском филиале Нижегородского Государственного Технического Университета и Арзамасском Научно-Производственном Предприятии «ТЕМП-АВИА».

Научный руководитель: Доктор физико-математических наук,

Профессор Пакшин П.В.

Официальные оппоненты: Доктор технических наук,

Профессор Карп К. А. Кандидат технических наук, начальник сектора Петрищев В.И.

Ведущая организация: ФГУП ГНЦ Государственный Научно-

Исследовательский Институт Авиационных Систем (ГосНИИ АС)

Защита состоится «_»_2003 г. в_часов на заседании диссертационного совета Д 212.165.05 Нижегородского Государственного Технического Университета по адресу: 603600, Нижний Новгород, ул. Минина, 24, НГТУ, корпус_, аудитория_.

С диссертацией можно ознакомиться в научно-технической библиотеке Нижегородского Государственного Технического Университета.

Автореферат разослан «_»_2003 г.

Ученый секретарь диссертационного совета

у;(< < " а.П. Иванов

2004-4 26307

ОБЩАЯ ХАРАКТЕРИСТИКА РАБОТЫ

Актуальность. Повышение требований по точности и надежности к системам управления летательных аппаратов (ЛА) вызвало необходимость установки на борт подвижных объектов инерциальных навигационных систем (ИНС). Основными достоинствами ИНС по сравнению с другими информационными системами являются:

• автономность работы;

• помехозащищенность от внешних факторов;

• всепогодность и возможность применения в любое время суток;

• относительно небольшой вес и габариты;

• высокая информативность.

ИНС обеспечивает практически весь набор требуемых параметров для решения задач стабилизации и управления подвижными объектами.

Точность инерциальной навигационной системы в основном зависит от погрешностей датчиков первичной информации: гироскопов и акселерометров. Поэтому очень актуальным становится вопрос алгоритмического учета погрешностей датчиков в системе. Разработаны различные схемы достижения требуемой точности датчиков:

• калибровка блока чувствительных элементов в процессе производства;

• предполеТная оценка текущих параметров погрешностей датчиков в процессе начальной подготовки ИНС;

• комплексирование ИНС с другими источниками информации с возможностью оценки параметров погрешности.

Цель работы. Целью диссертационной работы является разработка методов, алгоритмов и программного обеспечения повышения точности датчиков как задачи стохастической оценки вектора состояния параметров погрешностей приборов.

Объект исследования. Объектом исследования является БИНС, построенная на датчиках первичной информации (ДНИ) различного типа:

-роторном вибрационном гироскопе (РВГ);

-динамически настраиваемом гироскопе (ДНГ);

-волоконном оптическом гироскопе (ВОГ);

-лазерном гироскопе (ЛГ).

Научная новизна и практическая ценность. Научная новизна и практическая ценность диссертационной работы заключаются в следующем:

1. Разработаны методы и алгоритмы калибровки БИНС, не требующие сложного технологического оборудования;

2. На основе реальных записей сигналов гироскопов: РВГ, ДНГ, ВОГ, ЛГ построена обобщенная стохастическая модель случайного дрейфа гироскопов;

3. Разработаны методы и алгоритмы предполетной калибровки ИНС в процессе начальной подготовки, в условиях изменяющегося дрейфа гироскопа;

4. Проведена оценка скорости изменения дрейфа гироскопа для прогнозирования и компенсации текущего дрейфа в автономном полете;

5. На базе полученных алгоритмов разработан программный комплекс расчета параметров погрешностей ИНС в процессе заводской калибровки и начальной подготовки ИНС. Проведена апробация алгоритма идентификации параметров случайного дрейфа для различных типов гироскопов: РВГ, ДНГ, ВОГ, ЛГ;

6. Полученные результаты диссертационной работы внедрены ОАО АНПП «ТЕМП-АВИА» при проектировании инерциальных систем управления летательных аппаратов.

На защиту выносятся следующие результаты, полученные лично автором:

1. Метод и алгоритм калибровки параметров погрешностей инерциальной навигационной системы в процессе производства, не требующие применения сложного технологического оборудования;

2. Обобщенная стохастическая модель дрейфа гироскопов, полученная на основе обработки сигналов разных типов гироскопов: РВГ, ДНГ, ВОГ, ЛГ;

3. Метод и алгоритм оценки параметров погрешностей гироскопов в процессе подготовки ИНС к автономной работе, в условиях изменяющегося дрейфа;

4. Алгоритм компенсации дрейфа гироскопа в автономном полете с учетом использования оценки скорости изменения дрейфа.

Внедрение работы. Основные результаты представленной работы внедрены ОАО АНПП «ТЕМП-АВИА» в состав специального программного обеспечения бортовых вычислителей БИНС и в состав программного обеспечения автоматизированных рабочих мест калибровки ДПИ.

Апробация работы. Основные положения диссертации докладывались на 4 и 5 конференциях молодых ученых "Навигация и управление движением" г.Санкт Петербург ЦНИИ "Электроприбор" 2002г., 2003г.

Структура и объем работы. Диссертации состоит из введения, четырех глав, выводов, списка литературы. Работа изложена на 102 страницах машинописного текста, содержит 57 рисунков и 45 наименований литературных источников.

СОДЕРЖАНИЕ РАБОТЫ

Во введении изложены тенденции развития БИНС, описаны основные методы повышения точности системы, основанные на калибровке ДПИ. Обоснована актуальность и необходимость разработки новых алгоритмов калибровки гироскопов и акселерометров в процессе производства и алгоритмов оценки случайного дрейфа гироскопов для начальной подготовки. Определены направления исследований, сформулирована цель работы и основные положения, выносимые на защиту.

В первой главе рассмотрены структура, характеристики и погрешности ИНС. Приведены уравнения инерциальной навигации, представлены вывод и краткий анализ уравнений ошибок автономной БИНС по положению и ориентации.

В основе алгоритмов инерциальной навигации лежит пересчет данных, измеренных ДПИ в проекциях на оси системы координат, связанной с объектом, в некоторую навигационную систему, и интегрирование уравнений движения в этой системе.

/и . • ,>, < >1 ;•*>!}' ь<, ! . * : ;

Интегрирование уравнений движения объекта проводится в медленно вращающейся Земной системе координат - например, ПЗ-90. Матрица ориентации А связанных осей объекта относительно инерциального пространства в БИНС определяется интегрированием уравнения Пуассона

где (<У|) - кососимметрическая матрица, соответствующая вектору угловой скорости вращения связанной системы координат относительно инерциального пространства, определяемого датчиком угловой скорости (ДУС) в проекциях на измерительные оси.

Установленные на корпусе объекта акселерометры измеряют кажущееся ускорение â]ç\ (инерциальное ускорение 5,- с учетом вектора силы тяжести ¿¿) в проекциях на измерительные оси датчиков. Ускорение объекта в ИСК

äi = Au"kl + gi = Аит + 4ggg. (2)

где gg - вектор ускорения силы тяжести в ГСК; Ajg- матрица ориентации геодезических осей относительно инерциальных, определяемая по аналитическим выражениям с использованием широты и долготы местоположения.

Алгоритм инерциальной навигации заключается в интегрировании ускорения (2) с учетом (1). Алгоритм интегрирования ориентации построен на использовании параметров Родрига - Гамильтона (кватернионов).

После интегрирования уравнений движения в ИСК осуществляется пересчет в требуемую систему координат с использованием аналитических выражений.

Анализ поведения ошибок БИНС удобней проводить в ГСК, где выражение для ошибок БИНС по скорости имеет вид

APg = AAgläkl + AglA3kl + Agg - 2(Ùg)AVg ~{Ögf ARg-(Ùo6jl)AVg, (3) где Aa^i - инструментальные ошибки акселерометров; Agi - матрица ориентации связанных осей относительно геодезических; AAg\ - ошибка определения матрицы ориентации; ARg,AVg • векторы ошибок БИНС по местоположению и скорости; Qg, П0£л - векторы угловой скорости вращения Земли и облета; Agg -ошибка определения вектора ускорения силы тяжести.

Вариация матрицы ориентации AAgi определяется вектор-углом V рассогласования вычислительного трехгранника с опорным

Уравнения ошибок БИНС по ориентации определяются варьированием обобщенного уравнения Пуассона

jgl = + &o6n)Ag\ + Agl fa)■ (5)

В векторной форме имеем

Ф = -(йв + Побл)ч>-Ае1А<щ, (6)

где Да>\ - инструментальные ошибки ДУС.

В итоге получим уравнения ошибок БИНС в проекциях на оси ГСК

, 2 --(*) + + А?* - +:- (й*) Цг (7)

Система уравнений ошибок БИНС (7) дополняется уравнениями, описывающими инструментальные погрешности инерциальных датчиков. Во второй главе рассмотрены погрешности датчиков БИНС. Сигналы акселерометров с учётом малости углов запишутся

К,) ' 1 + Рп р,2 -(Рз.+ез,)' (р > X1

= -(Р2.+е21) 1+Ри Р» X р + ? У

к Рз1+£31 "Рз2 1 + Рзз , г1 И*1 > £ К 1

где элементы ру -углы перекосов установки осей чувствительности акселерометров относительно связанных осей объекта; элементы рп погрешности масштабных коэффициентов акселерометров; еи - углы отклонения чувствительных элементов акселерометров под действием измеряемого ускорения; - проекции вектора кажущегося ускорения на связанные оси ЛА; г-нулевые сигналы акселерометров.

Сигналы гироскопов (РВГ) имеют вид

™х| ' 1 + Г.1 У>2+°.2 -У|3 ' ЫГ '0 0 о м

"я = -у2. 1 + У22 У23+°Н • + < + ч. 0 0 * 3У

-У32 1 + У» , к] 1« 4« 0, А,

где у„ - элементы матрицы, определяющие погрешность масштабных коэффициентов гироскопов; у„ - углы неточности установки осей чувствительности гироскопов относительно осей ЛА; стч - углы отклонения чувствительных элементов гироскопов при измерении угловой скорости; я*, с^, - коэффициенты смещения центра масс ротора гироскопа относительно осей кручения торсионов; \ух°, неучтённые дрейфы РВГ.

Приведенная модель ошибок ДЛИ не обеспечивает учёта всех возможных факторов, но является достаточной для проведения калибровок с целью повышения • точности приборов.

Для получения обобщенной стохастической модели случайного дрейфа были обработаны выходные сигналы различных типов гироскопов: РВГ, ДНГ, ВОГ, ЛГ.

Записи сигналов реальных приборов осуществлялись при условии неподвижного основания и ориентации оси чувствительности датчиков по направлению, перпендикулярному вектору угловой скорости вращения Земли.

На рис. 1 представлен фрагмент записи выходного сигнала РВГ с частотой 100 Гц, на рис. 3 - его корреляционная функция с т„их=10сек. и на рис. 5 - гистограмма распределения плотности вероятности.

rjMtoc

MmAj#v/> нАл ^.МлЛшл

^ ЦЦЦУ]

Рис.1 Выходной сигнал РВГ

Рис.2 Автокорреляционная

ВД

ilWv HVW/ M44 9 -

fH V v f y y T\7-H •/o o> — i ....... ■"

Рис.3 Автокорреляционная

m : —"

_ \

\

X

Рис.4 Автокорреляционная функция сигнала ВОГ

«4

• tMC

Рис.5 Гистограмма плотности Рис.б Автокорреляционная

распределения сигнала РВГ функция сигнала ЛГ

На рис. 2 - график корреляционной функции для ДНГ. На рис. 4 - график корреляционной функции для ВОГ. На рис. 6 - график корреляционной функции для ЛГ.

Из графика записи фрагментов выходного сигнала РВГ видно, что провести их непосредственный анализ достаточно сложно в виду значительной шумовой составляющей. Необходимо применить методы фильтрации, чтобы оценить интересующие параметры погрешностей приборов.

Из анализа приведенной гистограммы можно утверждать, что процесс имеет закон распределения плотности вероятности, близкий к нормальному, выполняется условие Р(с), близкое к 0,6. Некоторое отличие обусловлено в первую очередь ценой дискретизации выходного сигнала.

Анализ корреляционных функций сигналов гироскопов позволяет предположить, что все процессы имеют случайный характер. Корреляционные функции ЛГ

и ВОГ близки к процессам типа «белый» шум, имеющий К(т)= 50-т) - дельта -функция. Корреляционные функции реализаций для РВГ и ДНГ имеют кроме случайных составляющих и детерминированные сигналы. Наличие периодической составляющей с амплитудой биения говорит о присутствии гармонического колебания с частотой, превышающей частоту съема информации. Наиболее вероятной причиной является шумовая помеха с частотой вращения ротора. Период затухания К(т) составляет около минуты.

В третьей главе рассмотрен вопрос оценки основных составляющих погрешностей блока чувствительных элементов (БЧЭ) на базе РВГ и акселерометров в процессе заводской калибровки. Рассмотрена методика задания фиксированных положений блока относительно вектора ускорения свободного падения, позволяющая автоматизированными средствами обработки информации оценить параметры погрешностей датчиков.

Задача идентификации параметров ошибок ДЛИ заключается в том, чтобы по заданному движению блока определить весовые коэффициенты при различных составляющих в уравнении ошибок.

Исходя из того, что общее выражение для сигналов акселерометров имеет вид (8), для вертикального расположения осиУ можно записать

= Р\гЪ+а2 +УХ>

+ (10)

где V*, Уу, - "белый" шум в сигналах акселерометров. Из-за неточности задания начального положения присутствуют дополнительные ошибки ах, ау, аг.

Для второго положения с учетом поворота на угол 90° вектор измерения запишется

г4= Ри& + В Б + Ух + ,

^-Ргз ё-#1х&-ахш+ (11)

г6= -рзз8- g+/г0+Vг,

где 3\х, 5\у-углы неточности поворота на 90°, которые можно определить путем интегрирования уравнения Пуассона (1) по сигналам РВГ.

При последовательных поворотах на 90° на остальные грани куба получим дополнительно 12 векторов измерения, содержащих как параметры погрешностей ДЛИ, так и углы неточности установки.

В каждом фиксированном положении также можно записать сигналы гироскопов РВГ из выражения (9) в виде векторов измерения. Для первого положения имеем

г» = >ы= ^з* + + •

Яго = ™у1= + + \уу , (12)

2г|= И>21= и/® + +ш2,

где wx, wy, w2 - "белый" шум в сигналах РВГ. Ось X ориентирована на Север. Аналогичные выражения будем иметь и для других 5 положений.

Для формирования вектора измерения оценки параметров уч и уи необходимо выполнить разворот на 180° и на 360° вокруг каждой оси.

Вектора измерений будут иметь вид

Z40 = Д fx - ficoH х - fnep* = (®изм z - 2я - 2jt Узз) g + Vx ,

Z4I = д/y = i<0Hy -fncpy = (©mMX-27t-27tYll)g + Vy, (13)

Z42 = д/z = f«>H z - fnep z = (©юм у-2%-2% У22) g + V2 , где 0„ш x, y, г - углы, подсчитанные как сумма сигналов РВГ по каждому каналу за время оборота, &f - разность сигналов акселерометров до и после поворота. Вектора измерения Z40, Z4h Z42 позволяют оценить параметры у1|; угг.узз-

Полученный вектор измерения, состоящий из 48 уравнений, обеспечивает идентификацию погрешностей блока чувствительных элементов и оценку углов неточности начальной установки БЧЭ.

Главным достоинством предложенной методики оценки погрешностей ДЛИ является возможность применения грубого оборудования для обеспечения заданных положений. Для обеспечения справедливости допущения для малых углов (sina=a, cosa=l) необходимо фиксировать угловое положение с точностью не выше 1°*2°.

Суть данной методики заключается в следующем.

При оценке погрешностей гироскопов используется дополнительная информация от акселерометров. Причём погрешности акселерометров не оказывают влияния на точность измерения параметров погрешностей гироскопов.

И аналогичным образом оценка погрешностей акселерометров осуществляется с использованием сигналов гироскопов в таких режимах, чтобы погрешности гироскопа не оказывали влияния на точности измерения параметров погрешностей акселерометров.

В четвертой главе рассмотрена модель случайного дрейфа гироскопа, основанная на оценке реальных записей выходных сигналов РВГ. Сформирован вектор состояния модели случайного дрейфа гироскопа, наиболее полно удовлетворяющий задачам начальной подготовки БИНС. Сформулированы общие методы оценки погрешностей гироскопов в алгоритмах начальной подготовки, представлены результаты работы алгоритма для различных типов гироскопов.

Наиболее распространённой моделью дрейфа гироскопов является выражение вида

юТр(0 = о)о(0+Ом(0+аш(0 , (14)

где co^t) - суммарный дрейф гироскопа; eo0(t) - систематическая составляющая; ioM(t) - "Марковская" составляющая , характеризуемая корреляционной функцией

вида RmM = А-ехр(-рТ); А - интенсивность; шш(0 - белый гауссов шум с нулевым математическим ожиданием.

При исследовании уравнений ошибок БИНС чаще всего ограничиваются двумя составляющими: систематикой и белым гауссовым шумом.

Целью данной работы является определение параметров составляющих дрейфов гироскопов, в первую очередь, систематической составляющей и её приращения на интервалах времени 10*60 мин.

Наиболее употребительным методом по восстановлению переменных состояния по данным измерения выходных сигналов этой системы, содержащих случайные ошибки измерения, является метод динамической фильтрации Калмана.

Оцениваемая динамическая система описывается дискретным уравнением состояния и измерений в виде

Xk+l=FkXk+Wk, (15)

Zk=HkXk+Vk,

где Хк - вектор состояния (nxl) в момент времени к; Zk - вектор измерений (mxl); Wk,Vk - шумы состояния и измерений (nxl) и (mxl) соответственно; Fk,Hk - матрицы состояния и измерения соответствующих размерностей.

Уравнение для оценки вектора состояния имеет вид

Xk+l=FkXk+Kk[zk-HkFkXk], (16)

где Кк - матричный коэффициент усиления фильтра, определяемый решением уравнения Риккати.

В соответствии с выражением (14) уравнение дрейфа гироскопа для случая учета только систематической составляющей может быть записано в нормальной форме Коши

X(t) = 0, (17)

Z(t) = X(t)+V(t) , где Х(0) - систематический дрейф û)0(t); v(t) - белый шум.

Уравнение Риккати сведется к виду

P(t)=-^. (18)

v R(t) v '

Уравнение оптимального фильтра Калмана (ОФК) будет иметь вид

i(t)=-Mx(t)+Mz(t) . (19)

R(t) R(t) v '

Фактически имеем апериодический фильтр с постоянной времени, стремящейся к нулю по экспоненте.

Начальное значение постоянной времени определяется соотношением квадрата величины систематической составляющей дрейфа и уровнем шума измерения. При большом времени наблюдения коэффициент фильтра стремится к нулю и не будет реагировать на фактическое изменение величины дрейфа.

Для получения сравнительных оценок различных вариантов построения моделей случайной составляющей дрейфа гироскопа был взят часовой интервал наблюдения сигналов РВГ с вычетом систематической составляющей дрейфа на этом интервале.

Характер изменения угловой ошибки от дрейфа РВГ во времени приведен на рис. 8 (график 2). Просматривается достаточно плавное изменение угла в течение 20 минут с отрицательным наклоном, затем участок перегиба и затем положи-

тельный наклон. Характер изменения угла говорит о наличии изменяющегося дрейфа приблизительно от -5°/час до +5°/час.

Для получения приближенных достоверных оценок изменения дрейфа выходной сигнал РВГ был пропущен через апериодический фильтр с постоянной времени бОсек.

W*(p) = ——, (20)

* ТфР + 1 v '

где Тф - постоянная времени фильтра.

Сигнал на выходе фильтра представлен на рис. 7 (график 2). После завершения переходного процесса за 200 сек. на выходе фильтра получена оценка дрейфа, близкая к прогнозируемой величине.

На рис. 7 (график 1) представлена оценка дрейфа, полученная с помощью ОФК для модели (17). Полученная оценка в первый момент за более короткий промежуток времени приходит к нужной величине, но затем стремится к установившемуся значению, не соответствующему действительности.

На практике для устранения данного недостатка вводят "ошумление" в вектор состояния в виде

X(t) = W(t), Z(t) = X(t)+V(t).

Параметр W(t) не соответствует действительному характеру изменения дрейфа гироскопа, так как содержит очень широкий спектр гармоник, а изменение дрейфа соответствует медленно изменяющемуся процессу.

С целью получения более достоверной модели дрейфа гироскопа был сформирован математический эквивалентный дрейф с помощью следующего вектора состояния

<p(t) = co(t),

<o(t) = e(t), (22)

e(t) = W(t),

где e(t) - переменная, соответствующая скорости изменения дрейфа (СИД); co(t) -случайный дрейф гироскопа; <p(t) - угловая ошибка при интегрировании угловой скорости.

Решение дифференциальных уравнений (22) в виде изменения текущего угла при условии воздействия цифрового белого шума представлено на рис. 8 график!.

Из сравнения графика 1 (рис. 8) с реальной записью РВГ на графике 2 можно сделать вывод о близком характере изменении угла модели РВГ во времени. В соответствии с записанной моделью дрейфа гироскопа вектор состояния запишем в виде

X, = W(t),

X2=X|(t), (23)

X, = X2(t), Z=X2 + V(t),

где переменная X, (t) соответствует e(t) - скорости изменения дрейфа; переменная Х2 (t) соответствует оз (t) - случайному дрейфу; переменная X, (t) соответствует ср - угловой ошибке.

Включение третьей переменной не обязательно и сделано только для оценки качества фильтра. В представленной модели "шумовая" составляющая W(t) в (23) также не соответствует физическому смыслу реального параметра, но она исключает замораживание оценки СИД гироскопа и дает достоверную оценку самого дрейфа.

Результаты обработки сигнала РВГ с помощью ОФК с учетом оценки скорости изменения дрейфа, в сравнении с апериодическим фильтром, представлены на рис. 10. График 1 оценка дрейфа ОФК, график 2- апериодическим фильтром. Кроме более быстрой сходимости для ОФК видно и отсутствие динамической

Оценка математической модели гироскопа с помощью ОФК представлена на рис. 9. График 1 соответствует оценке дрейфа ОФК; график 2 - истинное значение математической модели дрейфа гироскопа без шума измерения. При оценке дрейфа математической модели гироскопа результат получен после второго прохода при установке начальных значений со^О) и ¿>^(0) из первого прохода на 700 секунде. Поэтому начальное рассогласование на графиках отсутствует.

На рис. 11 представлена оценка СИД гироскопа. Из графика видно, что величина СИД не является постоянной величиной, начиная с 700 сек. после формирования достоверной оценки, она изменяется по случайному закону. До 700 секунд идет переходный процесс, информация о скорости изменения дрейфа не готова.

За счет получения приближенной оценки СИД можно прогнозировать на некоторое время характер изменения дрейфа.

С целью оценки эффективности работы фильтра была проведена его апробация для других типов гироскопов: ДНГ, ВОГ, ЛГ.

Для динамически настраиваемого гироскопа результаты обработки выходного сигнала фильтром Калмана приведены на рис. 12. Характер изменения дрейфа, полученный ОФК, представлен графиком 1, обработка с помощью апериодического фильтра (Тф=60 сек) - графиком 2.

Из полученных результатов видно, что в течении 300 секунд идет интенсивное изменение дрейфа - выход на рабочий режим.

На рис. 13 представлена оценка случайного дрейфа ВОГ с помощью ОФК -график 1 и оценка апериодическим фильтром - график 2. На рис. 14 представлена оценка случайного дрейфа ЛГ с помощью ОФК - график 1 и оценка апериодическим фильтром - график 2. В основном кривые на рисунке сливаются.

Представленные результаты дают возможность сделать заключение о весьма эффективной работе ОФК при выбранной модели случайного дрейфа гироскопа.

Полученные результаты имеют важное значение для формирования формализованного критерия качества изготавливаемых датчиков в производстве.

Сформированная математическая модель дрейфа гироскопа позволяет по иному подойти к процессу начальной подготовки ИНС.

Обязательным режимом начальной подготовки является определение текущей ориентации осей чувствительности ДЛИ относительно географической (инерци-альной) системы координат. Данная задача решается на первом этапе и не является предметом рассмотрения в представленной работе.

На втором этапе процесса подготовки осуществляется оценка случайной составляющей дрейфа гироскопов в данном включении. Компенсация дрейфа гироскопа в автономной работе позволяет существенно повысить точность ИНС.

Алгоритм идентификации дрейфа гироскопа в момент начальной подготовки может быть построен на основе ОФК. При этом в вектор состояния войдут составляющие, обусловленные движением основания в виде случайных воздействий.

Наличие дополнительных возмущений приведет к необходимости увеличения времени фильтрации. Вектор состояния будет иметь вид Х,0) = \У,(1), Х2(1) = Х,(0,

Х3« = Х2(0, (24)

Х4(1) = Х50),

Х5(1)=-2фХ5(0-С1%(0-\У2(1).

Вектор измерения можно записать

2(1) = Х,(1) + К<ХД0 + У(1) , где W2- белый шум с интенсивностью С?2; Х4,Х5 - составляющие вектора наблюдения, обусловленные колебательными движениями ЛА; 4-параметр нерегулярности колебаний; О -превалирующая частота колебаний.

Параметры в зависимости от условий начальной подготовки меняются в широком диапазоне. Так амплитуда угловых колебаний для стоянки составляет несколько угловых минут, а для подготовки на подвижном основании несколько градусов.

Дополнительным способом уменьшения погрешностей ИНС от дрейфа гироскопов может явиться учет величины оценки скорости изменения дрейфа.

Из-за случайного характера изменения СИД его оцененное значение устаревает за время 20-5-30 минут, и дальнейшее его использование может только ухудшить оценку дрейфа, поэтому использовать лучше монотонно убывающий параметр с начальным значением оцененной величины и сведением к нулю текущего значе-

времени начальной подготовке ЗООсек. мени начальной подготовке бООсек.

На рис. 15, 16 представлены результаты компенсации дрейфа РВГ на автономном участке после завершения процесса начальной подготовки БИНС с оценкой дрейфа и оценкой СИД.

На рис. 15 (время оценки 300 сек.), для величины систематического дрейфа 10°/час, представлены: график 1 - характер нарастания угловой ошибки при использовании составляющих оценки дрейфа и скорости нарастания дрейфа; график 2 - угловая ошибка при учете только оценки дрейфа; график 3 - угловая ошибка при отсутствии компенсации случайной составляющей дрейфа. На рис. 16 представлены аналогичные графики, но при времени начальной подготовки 600 сек.

В первом случае при 1НВ=300 сек. учет составляющей оценки СИД не приводит к существенному повышению точности ИНС и соответствует варианту компенсации постоянной составляющей дрейфа, обеспечивая уменьшение остаточного дрейфа с 10°/час до 4°/час. При увеличении времени подготовки до 600 сек. наглядно видно существенное увеличение точности: остаточный нескомпенсиро-ванный дрейф не превышает 1°/час. Это объясняется достаточностью времени для завершения формирования оценки СИД.

ОСНОВНЫЕ РЕЗУЛЬТАТЫ РАБОТЫ

1. Рассмотрены уравнения навигации в инерциальной системе координат. Получены уравнения ошибок БИНС. Проведен анализ влияния инструментальных погрешностей датчиков первичной информации на точность инерциальной системы.

2. Проведен статистический анализ реальных записей выходных сигналов нескольких типов гироскопов: РВГ, ДНГ, ВОГ, ЛГ. Методами математического моделирования получена стохастическая модель дрейфа гироскопов, очень близкая по своим свойствам к характеристикам реальных приборов.

3. Предложена методика калибровки ДЛИ, главным достоинством которой является отсутствие необходимости применения высокоточных поворотных стендов в технологическом оборудовании. Оценка погрешностей акселерометров осуществляется за счет использования информации от гироскопов, и, аналогично, оценка параметров погрешностей гироскопов осуществляется по сигналам акселерометров.

4. Сформирован алгоритм ОФК с введением оценки скорости изменения дрейфа на часовом интервале. Показана высокая эффективность работы предложенного алгоритма для оценки качества различных типов гироскопов: РВГ, ДНГ, ВОГ, ЛГ.

5. Проведена апробация алгоритма ОФК по оцениванию скорости изменения дрейфа в процессе начальной подготовки БИНС, и показана эффективность учета данной составляющей в процессе автономной работы инерциальной системы. Показана возможность алгоритма ОФК по выработке формализованного критерия качества гироскопа, на основании которого может быть принято решение о применении БИНС в конкретной ситуации.

ОСНОВНЫЕ РАБОТЫ ПС

- во 7

1. А.Ю. Мишин, Е.А. Чуманкин. Субо1 формации в инерциально-спутниковых сис тами// Навигация и управление движением! ученых. - СПб.: ГНЦ РФ-ЦНИИ «Электроп

2. Е.А. Чуманкин, В.П. Ульянов. Пате! оценки угловых невязок комплекса подготс ставки инерциальной навигационной систе сия, 20.10.2002.

3. Е.А. Чуманкин, В.П. Ульянов, Н.Д. Проклашкин и др. Начальная подготовка векторным рассогласованием изделия Ц-074. Составная часть материалов по государственным испытаниям комплекса ЗР-24 Отч.-Ю-1. - ОАО АНПП «Темп-Авиа», г. Арзамас, 2001.

4. Е.А. Чуманкин. К вопросу об идентификации погрешностей датчиков первичной информации БИНС. -ВНИИМИ № ДД1558,18.09.1991.

5. Е.А. Чуманкин, Н.П. Лапшинов. Использование локальной вычислительной сети в создании системы автоматизированного проектирования программного математического обеспечения. - ПТС. № 3,1990.

6. Е.А. Чуманкин, Д.В. Николаев, А.Ю. Мишин. Оценка возможности построения блока определения ориентации для путеизмерительного вагона. Тезисы доклада. Всероссийская научно-техническая конференция «Аэрокосмическая техника и высокие технологии 2002», апрель 2002, г. Пермь.

7. Е.А. Чуманкин, Г.И. Костенко, А.Ю. Мишин, Д.В. Николаев. Комплекс наземной отработки инерциальных систем с приборами спутниковой навигации. / Навигация и управление движением. Материалы IV конференции молодых ученых. - ГНЦ РФ-ЦНИИ «Электроприбор», 2003г.

8. Е.А. Чуманкин, Д.В. Николаев, А.Ю. Мишин. Инерциальные измерения железнодорожного пути./ Навигация и управление движением. Материалы IV конференции молодых ученых. - ГНЦ РФ-ЦНИИ «Электроприбор», 2003г.

РНБ Русский фонд

2004-4 26307

Подписано в печать 28.04.03. Формат 60x84 '/16. Бумага офсетная. Печать офсетная. Уч.-изд. л. 1,0. Тираж 80 экз. Зак^з 334.

Нижегородский государственный технический университет. Типография НГТУ. 603600, Нижний Новгород, ул. Минина, 24.

ВВЕДЕНИЕ.

1 ИССЛЕДОВАНИЕ ВЛИЯНИЯ ИНСТРУМЕНТАЛЬНЫХ ОШИБОК ДАТЧИКОВ ПЕРВИЧНОЙ ИНФОРМАЦИИ НА ТОЧНОСТЬ ИНС.

1.1 Структура погрешностей инерциальных навигационных систем.

1.2 Характеристики первичной информации БЧЭ.

1.3 Алгоритмы БИНС.

1.4 Уравнения ошибок БИНС.

1.5 Собственные и инструментальные погрешности БИНС.

1.6 Постановка задачи оценки параметров БЧЭ, как необходимая процедура производственного процесЬа и начальной подготовки БИНС.

2 ОБОСНОВАНИЕ МОДЕЛЕЙ ОШИБОК ДАТЧИКОВ ПЕРВИЧНОЙ ИНФОРМАЦИИ.

2.1 Погрешности акселерометра.

2.2 Погрешности датчиков угловой скорости.

2.3 Обработка результатов измерений выходных сигналов ДПИ.

3 ИДЕНТИФИКАЦИЯ ПАРАМЕТРОВ ОШИБОК БЛОКА ЧУВСТВИТЕЛЬНЫХ ЭЛЕМЕНТОВ.

3.1 Формирование требуемых положений БЧЭ в пространстве.

3.2 Описание сигналов гироскопов для заданных поворотов БЧЭ.

3.3 Формирование дополнительных положений БЧЭ для оценки влияния ускорения на дрейф гироскопа.

3.4 Получение требуемых параметров погрешностей датчиков из накопленных измерений.

4 ОЦЕНКА ПАРАМЕТРОВ ПОГРЕШНОСТЕЙ ГИРОСКОПОВ В ПРОЦЕССЕ НАЧАЛЬНОЙ ПОДГОТОВКИ ИНС.

4.1 Анализ различных подходов к описанию модели дрейфов гироскопов.

4.2 Методы оптимальной фильтрации.

4.3 Исследование поведения ОФК при оценке случайного дрейфа гироскопа.

4.4 Предложения по организации процесса начальной подготовки ИНС.

ВЫВОДЫ.

Актуальность проблемы. Повышение требований по точности и надежности к системам управления летательных аппаратов (JIA) вызвало необходимость установки на борт подвижных объектов инерциальной навигационной системы (ИНС). В настоящее время ни один летательный аппарат не разрабатывается без учета применения ИНС, несмотря на наличие большого спектра различных приборов на борту: системы радионавигации, радиовысотомеры, приемник спутниковой навигации и т.д. Основными достоинствами ИНС по сравнению с другими информационными системами, являются:

• автономность работы;

• помехозащищенность от внешних факторов;

• всепогодность и возможность применения в любое время суток;

• относительно небольшой вес и габариты;

• высокая информативность.

Высокая информативность ИНС позволяет обеспечивать потребителю практически весь набор требуемых параметров для задач управления подвижными объектами.

Являясь основным источником информации о движении JIA, ИНС должна обеспечить требуемую точность счисления координат и ориентации положения объектов в пространстве.

Точностные параметры инерциальной навигационной системы в основном зависят от погрешностей датчиков первичной информации: гироскопов и акселерометров. В настоящее время разработан широкий спектр инерциальных датчиков требуемого класса точности, позволяющий обеспечить разработку ИНС. Следует отметить, что чем точнее инерциальная система, тем более точные датчики необходимо применять и тем более высокая стоимость аппаратуры, большие вес и габариты. Поэтому очень актуальным становится вопрос алгоритмического учета погрешностей датчиков в системе и снижения требований к их точностным параметрам. Разработаны различные схемы достижения требуемой точности датчиков:

• калибровка блока чувствительных элементов в процессе производства;

• предполетная оценка текущих параметров погрешностей датчиков в процессе начальной подготовки ИНС;

• комплексирование ИНС с другими источниками информации с возможностью оценки параметров погрешности.

Решению данной проблемы посвящены многочисленные исследования ученых и инженеров в нашей стране и за рубежом.

Вопросами достижения требуемой точности ИНС методами компенсации погрешностей ДПИ занимается большое количество предприятий и организаций в разных странах. Прежде всего это корпорации стран: США, Франции, Германии, Англии - HONEYWELL, LITTON, ROCKWELL, SAGEM, KEARFOTT, LITEF и т.д.

В России много лет этими вопросами занимаются предприятия: ФГУП Раменское приборостроительное конструкторское бюро; Пермская научно-производственная приборостроительная компания; ЦНИИ «Дельфин», г. Москва; ОАО «Раменский приборостроительный завод»; ГУП ВНИИ «Сигнал», г. Ковров; НИИПМ им. академика В.И. Кузнецова, г. Москва; Гос.НИИП, г. Москва; МИЭА г. Москва; ЦНИИ «Электроприбор», г. Санкт-Петербург и др.

Большое внимание уделяют этой проблеме ученые высших учебных заведений: Московского авиационного института; Московского государственного технического университета им. Н.Э. Баумана и др.

Основные проблемы повышения точности ИНС широко освещены в технической литературе и научных статьях. 3 работах ряда авторов рассматриваются вопросы калибровки датчиков первичной информации ИНС в процессе их изготовления.

В работе [1] дается методика определения основных параметров ДНГ путем съема информации в 16™ положениях осей корпуса датчика относительно земной системы координат. При этом в 4-х положениях задают ориентацию вектора кинетического момента относительно плоскости горизонта. В каждом фиксированном положении вектора кинетического момента задается еще 4 положения путем разворота корпуса относительно оси вращения ротора.

После съема информации с датчика по двум осям и преобразования полученной информации с помощью специального алгоритма получают следующие составляющие собственной скорости прецессии (ССП):

• независящие от ускорения свободного падения;

• составляющие ССП от осевых смещений центра масс;

• квадратурные составляющие.

При этом требуемая точность выставки корпуса прибора относительно горизонта и в азимуте составляет не хуже 2 угл. мин. Необходимость обеспечения заданной точности ориентации стенда относительно меридиана и вертикали места требует применения прецизионного оборудования и организации специального рабочего места. Организация работ по проведению калибровки по данной методике требует больших капитальных затрат и подготовки высококвалифицированного персонала.

В работе [2] рассмотрен вариант создания прецизионного основания с применением волоконно-оптического измерителя угловой скорости. Как указывается в статье, в современной технике достаточно остро стоит вопрос о создании прецизионных управляемых оснований для контроля датчиков угловой скорости по их основной характеристике - масштабному коэффициенту. Для этого необходимо с высокой точностью и стабильностью задавать угловую скорость вращения основания. Применяемые в настоящее время в отечественном приборостроении испытательные стенды представляют собой механические системы, включающие приводной двигатель и редуктор. Как показали исследования авторов, возможно дальнейшее развитие направления создания стендов для контроля измерителей угловых скоростей различных принципов действия, построенных по принципу одноосного гиросгабилизатора, работающего в режиме программного разворота.

Предлагаемое оборудование в виде одноосного гиростабилизатора является сложным агрегатом, требующим специального обслуживания и организации дорогостоящего рабочего места. Само проектирование подобного стенда является сложной технической задачей.

При решении вопросов повышения точности ИНС в процессе начальной подготовке путем оценки остаточного значения дрейфа гироскопов возникают проблемы по выбору математической модели случайной составляющей дрейфа. Вследствие большого уровня возмущений, действующих на инерциалъную систему в процессе начальной подготовки и ограничения по времени подготовки очень важен правильный выбор эффективной модели собственной скорости прецессии гироскопов. В работах ряда авторов рассматриваются вопросы калибровки датчиков первичной информации ИНС в процессе их изготовления.

При оценке погрешностей платформенных инерциальных систем в работе [3] рассматриваются флюктуационные составляющие ухода гироскопа, описываемые Марковским процессом первого порядка с корреляционной функцией вида: a j2=e"'''11, где постоянная времени р. — 8 часов. При этом сделано замечание, что учет случайной составляющей приводит к изменению погрешностей ИНС не более чем на несколько процентов. Данное замечание говорит о неэффективности примененной модели дрейфа гироскопов.

В работе [2] рассматривается вопрос по использованию волоконно-оптического гироскопа, при этом дрейф описывается выражением:

СО(Р)п=СО0+СОслуч , где: Шо - систематическая составляющая дрейфа; соСлуч - случайная составляющая описывается суммой гармонических сигналов.

Такой подход позволяет рассчитать передаточные звенья контура управления, но при этом можно получить излишне затянутые процессы формирования оценок дрейфа.

В работе [1] случайная составляющая собственной скорости прецессии (ССП) описывается в виде суммы двух случайных процессов: Марковской составляющей, реализованной в виде белого шума наблюдения, пропущенного через формирующий фильтр, и случайной составляющей в виде белого шума измерения. Ставится задача оценки параметров формирующего фильтра и интенсивности шума наблюдения. При этом в основном оценивается процесс выхода гироскопа на рабочий режим и не рассматриваются составляющие случайного дрейфа, действующие на больших интервалах наблюдения. После завершения переходных процессов в гироскопе, в основном, учитывается только систематическая составляющая.

В данной работе также преложено рассматривать ССП в виде суммы случайных процессов, весовые коэффициенты, при которых имеют случайную зависимость от времени и скачком изменяют свои значения, следует отметить, что при таком описании ССП существенно усложняется процедура оценки случайного дрейфа.

В работе [4] рассмотрен алгоритм управления плоского гироскопического маятника, при этом решается вопрос по формированию оптимального управления U(t), которое бы удерживало систему вблизи состояния нулевого углового отклонения. Возмущающий момент задан в виде гауссова случайного процесса типа белого шума с нулевым средним значением. В формируемом векторе измерения также присутствует дополнительная шумовая составляющая в виде белого шума некоррелированного с шумом наблюдения. Начальные условия задаются в виде исходного углового рассогласования маятника. Получаемая в итоге система уравнений обеспечивает оценку только составляющих по угловому рассогласованию и не позволяет сделать оценку величины случайного дрейфа гироскопа. При условии длительной работы маятниковой системы, было бы полезно получить дополнительную информацию по составляющей случайного дрейфа и учитывать ее при возмущенном движении объекта. Введение подобной оценки существенно позволит повысить точность системы в целом.

В работе [5] подробно рассматриваются вопросы применения оптимального фильтра Калмана для идентификации ошибок инерциальной системы навигации. При этом рассматриваются разомкнутые схемы и замкнутые, где оценки наблюдаемых координат с фильтра поступают не на выход ИНС, а используются для образования дополнительных связей в самой схеме ИНС. Эти корректирующие сигналы могут подаваться на вход первого интегратора, на моментные датчики гироплатформы и т. д. В работе подробно рассматривается вопрос использования корректирующей информации от других систем (ДИСС, астрокорректор и т.д.).

Выражения для дрейфов гироскопов и смещений нулей акселерометров задаются в виде Марковского процесса с заданной интенсивностью и постоянным периодом затухания. Дополнительно присутствует белый шум в векторе измерения.

Основным результатом работы фильтра являются оценки выходных параметров ИНС координат и скорости, при этом не делается попытка оценки инструментальных ошибок ДПИ для повышения точности системы при работе без средств коррекции.

Развитие новых принципов и методов оценки случайных процессов нашло свое отражение в трудах [6], [7]

В диссертации использовались результаты работы авторов [6] по оценке предсказания фазового вектора непрерывных линейных систем. Метод теории рекуррентного оценивания фазового вектора, называемый предсказанием, состоит в получении оценки состояния системы на время t, превосходящее время Т < t. Предлагаемые в статье методы очень интересны при формировании алгоритма компенсации погрешностей ИНС на участке автономной работы при наличии достаточного времени начальной подготовки.

В работе [7] рассмотрен вариант построения алгоритма линейного оптимального фильтра, обеспечивающего решение задачи оценивания в случае, когда фигурирующие в системе шумы представляют собой случайные процессы, отличные от белого шума. В нем не используются формирующие фильтры, а также отсутствует необходимость решать нелинейное векторно-матричное дифференциальное уравнение для определения корреляционной матрицы ошибок работы фильтра. В диссертации автором сделана попытка применения данного метода, но не удалось получить желаемых оценок. В случае ограничения вычислительных мощностей данная методика несомненно дает существенный выигрыш по объему вычислений дрейфа гироскопов.

К настоящему времени существует большая наработка, как в теоретическом, так и в практическом плане, но в основном в каждом случае решена конкретная проблема оценки точностных параметров ИНС.

Цель работы. Целью диссертационной работы является разработка методов, алгоритмов и программного обеспечения повышения точности датчиков, как задачи стохастического оценивания вектора состояния параметров погрешности приборов.

Задачи диссертационной работы.

1. Разработка математической модели вектора состояния параметров погрешностей ИНС.

2. Разработка алгоритмов калибровки ДПИ для автоматизированного рабочего места регулировки гироскопов.

3. Разработка методов, алгоритмов и программного обеспечения процесса оценки текущих значений параметров погрешностей ИНС в процессе начальной подготовки.

Методы исследования. При выполнении диссертационной работы использовались методы теории управления в пространстве состояний, теория матриц, включая теорию матричных уразнений, и методы теорий случайных процессов.

Связь с планом. Исследования по теме диссертационной работы проводились в соответствии с планом работы предприятия ОАО АНПП «ТЕМП-АВИА» г. Арзамас в рамках договорной тематики с ГНПЦ «ЗВЕЗДА-СТРЕЛА» г. Королев.

Научная новизна. В диссертационной работе получены следующие научные результаты:

• разработаны методы и алгоритмы калибровки БИНС, не требующие сложного технологического оборудования;

• на основе реальных записей сигналов гироскопов: РВГ, ДНГ, ВОГ, ЛГ построена обобщенная стохастическая модель случайного дрейфа гироскопов;

• разработаны методы и алгоритмы предполетной калибровки ИНС в процессе начальной подготовки, в условиях изменяющегося дрейфа гироскопа;

• проведена оценка скорости изменения дрейфа гироскопа для прогнозирования изменения дрейфа в автономном полете;

• на базе полученных алгоритмов разработан программный комплекс расчета параметров погрешностей ИНС в процессе заводской калибровки и начальной подготовки ИНС. Проведена апробация алгоритма идентификации параметров случайного дрейфа для различных типов гироскопов: РВГ, ДНГ, ВОГ, ЛГ.

Практическая ценность. Полученные результаты могут найти широкое применение в практике проектирования сложных инерциальных систем при условии обеспечения оптимального соотношения сложности решаемой задачи и стоимости системы. Результаты диссертационной работы внедрены ОАО АНПП «ТЕМП-АВИА» при проектировании инерциальных систем управления летательных аппаратов, что подтверждено соответствующими документами.

Апробация полученных результатов. Основные положения диссертации докладывались на 4 и 5 конференции молодых ученых "Навигация и управление движением" г. Санкт Петербург ЦНИИ "Электроприбор" 2002г., 2003г.

Публикации. Основное содержание диссертации отражено в 9 печатных работах [38-45].

Личный вклад диссертанта в совместных работах является вывод результатов, разработка алгоритмов и программного обеспечения. П.В. Пакшину, как научному руководителю, принадлежат постановка задач и формулировка общего подхода к решению.

Структура и объем диссертации. Основной текст диссертации состоит из введения, четырех глав, выводов, списка литературы, содержащего 45 наименований литературных источников, содержит 57 рисунков и занимает 102 страницы машинописного текста.

выводы

Диссертационная работа посвящена разработке методов и алгоритмов идентификации параметров погрешностей датчиков первичной информации БИНС. При этом получены следующие результаты.

1. Поставлена задача разработки стохастической модели погрешностей акселерометров и гироскопов, реализованных на различных физических принципах, для формирования вектора измерения параметров ошибок датчиков с целью их оценки в процессе производства и начальной подготовки БИНС.

2. Проведен анализ различных способов повышения точности инерци-альных систем, существующих в настоящее время. Показана перспективность метода учета систематических составляющих погрешностей датчиков, обеспечивающего при снижении общих затрат на производство существенное повышение точности выходных параметров БИНС.

3. Рассмотрены уравнения навигации в инерциальной системе координат. Получены уравнения ошибок БИНС Проведен анализ влияния инструментальных погрешностей датчиков первичной информации на точность инерциальной системы.

4. Получено математическое описание роторного вибрационного гироскопа в виде системы дифференциальных уравнений, объясняющих взаимосвязь конструктивных особенностей прибора с его выходными параметрами. Сделан вывод о недостаточности использования данной модели для задачи повышения точности БИНС.

5. Проведен статистический анализ реальных записей выходных сигналов нескольких типов гироскопов: роторного вибрационного гироскопа, динамически настраиваемого гироскопа, волоконного оптического гироскопа и лазерного гироскопа. Выявлены общие закономерности, и сделан вывод о возможности применения методов оптимальной фильтрации для оценки параметров погрешностей приборов. Сделано обоснование необходимости поиска стохастической модели дрейфа гироскопа, наиболее полно удовлетворяющей задачам компенсации параметров погрешностей в автономном полете.

6. Для блока чувствительных элементов БИНС йредложена модель погрешности ДПИ, учитывающая основные параметры ошибок гироскопов и акселерометров и обеспечивающая значительное повышение точности инерци-альной системы. Основными составляющими данных моделей являются систематические составляющие ошибок, сохраняющие свои значения на весь период эксплуатации приборов.

7. Предложена методика оценки систематических составляющих ошибок БЧЭ путем формирования векторов измерения по сигналам от ДПИ в различных угловых положениях относительно Земной системы координат.

Получен алгоритм оценки систематических составляющих параметров погрешностей БЧЭ инерциальной системы, необходимых для обеспечения процесса калибровки гироскопов и акселерометров.

8. Главным достоинством предложенной методики является отсутствие необходимости применения высокоточных поворотных стендов в технологическом оборудовании производства при калибровке ДПИ. Оценка погрешностей акселерометров осуществляется за счет использования информации от гироскопов и, аналогично, оценка параметров погрешностей гироскопов осуществляется по сигналам акселерометров.

9. Для обеспечения оценки погрешностей ДПИ в процессе начальной подготовки рассмотрено применение оптимального фильтра Калмана, как наиболее полно удовлетворяющий поставленной задаче. Рассмотрен вариант применения в ОФК наиболее употребительной модели описания дрейфа гироскопа в виде случайного марковского процесса. Объяснены причины расходимости получаемых оценок на длительных интервалах наблюдения. Проведена апробация алгоритма для случая применения РВГ.

10. Методами математического моделирования получена стохастическая модель дрейфа РВГ, очень близкая по своим свойствам к характеристикам реального прибора. Проведена сравнительная оценка работы алгоритма идентификации на основе ОФК для оценки погрешностей реального прибора и его модели.

11. Сформирован облик модифицированного алгоритма ОФК с введением оценки скорости изменения дрейфа на часовом интервале. Показана высокая эффективность работы предложенного алгоритма для оценки качества различных типов гироскопов: РВГ, ДНГ, ВОГ, ЛГ - на основе обработки реальных записей выходных сигналов этих приборов.

12. Проведена апробация алгоритма ОФК по оцениванию скорости изменения дрейфа в процессе начальной подготовки БИНС, и показана эффективность учета данной составляющей в процессе автономной работы инерци-альной системы для различных типов гироскопов. Показана возможность алгоритма ОФК по выработке формализованного критерия качества гироскопа, на основании которого может быть принято решение о применении БИНС в конкретной ситуации.

Заключение

Предложенная математическая модель случайного дрейфа гироскопов дает возможность формирования более приближенной оценки составляющих дрейфа. Получаемая оценка имеет непрерывную устойчивость во времени при наличии интенсивного изменения случайного дрейфа гироскопа.

Полученные результаты использованы в работах ОАО АНПП «Темп-Авиа» по формированию формализованного критерия качества при проведении работ по калибровке гироскопов

Данная оценка также может быть использована для повышения точности ИНС, при наличии достаточного времени на подготовку системы бООсек и более.

1. Д.С. Пельпор, В.А. Матвеев, В.Д. Арсеньев. Динамически настраиваемые гироскопы: теория и конструкция. - Машиностроение, 1988, 264с.

2. Д.М. Калихман, В.А. Седышев. Прецизионное основание с волоконно-оптическим измерителем угловой скорости. Изд. Вузов.

3. И.Б. Вайсгант, Ю.А. Литвиненко. Зависимость погрешностей платформенных инерциальных систем от широты места. Изд. Вузов. Приборостроение, 2002, т. 45, №9.

4. Я.Н. Ройтенберг. Гироскопы. М.: Наука, 1974, 592 с.

5. Н.Т. Кузовков, О.С. Салычев. Инерциальная навигация и оптимальная фильтрация. -М.: Машиностроение, 1982, 216 с.

6. С.Л. Зенкевич, Р.В. Заединов. Об оценке предсказания фазового вектора непрерывных динамических систем. Вестник МГТУ им. Н.Э. Баумана, сер. Приборостроение, 2002, №3.

7. Г.Ф. Савинов. Новые результаты в теории линейной оптимальной фильтрации. -Авиакосмическое приборостроение, 2002, №2.

8. Андреев В. Д.-М.: Теория инерциальной навигации (корректируемые системы. Изд-во "Наука", Главная редакция физико-математической литературы, 1967, 648 с.

9. Инерциальные навигационные системы морских объектов/Д.Л. Лукьянов, А.В. Мочалов, А.А. Одинцов, И.В. Вайсгант. -Л.: Судостроение, 1989, 184с.

10. Гироскопические системы. Гироскопические приборы и системы: Учеб. Для вузов по спец. " Гироскоп. Приборы и устройства"/ Д.С. Пельпор, И.А. Михалев, В.А. Бауман и др.; Под ред. Д.С. Пельпора.- 2-е изд., перераб. И доп.- М.: Высш. Шк., 1988, 424 с.

11. Государственный стандарт Российской Федерации ГОСТ Р 517942001. Системы координат. Методы преобразования координат определяемых точек. Дата введения 2002-07-01.

12. G.Schanzer, B.Tiemeyer. Integrated Precision Navigation System. AGARD Lecture Series 207, System Implications and Innovative Applications of Satellite Navigation, NATO, 1996.

13. N.A.Carlson. Federated Filter for Computer-Efficient, Near-Optimal GPS Integration. ION GPS-96 Proc. Nashwille, 1996.

14. А.П. Рогалев, A.B. Бабиченко. Методы и алгоритмы интеграции инерциально-спутниковых навигационных систем. Авиакосмическое приборостроение. ООО издательство «Научтехлитиздат», 2002, №4.

15. А.Г. Шереметьев. Волоконный оптический гироскоп. М. Радио и связь, 1987, 152с.

16. Л.И. Брозгуль, E.JI. Смирнов. Вибрационные гироскопы //История механики гироскопических систем. -М. Наука, 1975.

17. А.Ю. Ишлинский. Ориентация, гироскопы и инерциальная навигация. М. Наука, 1986, 670с.

18. Бендат Дж., Пирсол А. Измерение и анализ случайных процессов. Пер. с англ. Под. ред. И.Н. Коваленко. — Мир, 1971, 408с.

19. О.С. Салычев. Инерциальные системы в навигации и геофизике. М.: изд-во МГТУ им. Баумана, 360 с.

20. Обработка информации в навигационных комплексах/ О. А. Бабич.-М.: Машиностроение, 1991, 512 с.

21. Г.И. Джанджгава, А.П. Рогалев, А.В. Черногоров. Интегрированная обработка информации в бесплатформенных инерциально-спутниковых системах ориентации и навигации // Гироскопия и навигация, №1, 1998.

22. Б.Ф. Федоров. Лазерные гироскопы и системы летательных аппаратов. М. Машиностроение, 1979.

23. Е.Р. Рахтеенко. Гироскопические системы ориентации. М.: Машиностроение, 1989, 232 с.

24. Р.К. Лебедев. Стабилизация летательного аппарата бесплатформенной инерциальной системой. М.: Машиностроение, 1977, 144 с.

25. Навигация с помощью бесплатформенной системы на основе лазерных гироскопов: Вопросы проектирования системы. М. Силвер. ТИИЭР, т. 71, № Ю, октябрь 1983.

26. Коррекция бесплатформенной инерциальной навигационной системы. К.И. Науменко. Проблемы управления и информатики, 1996, №6

27. Н.А. Парусников, В.М. Морозов, В.И. Борзов. Задача коррекции в инерциальной навигации. М.: Изд-во Моск. Ун-та, 1982, 176 с.

28. К.А. Пупков, К.А. Неусыпин. Вопросы теории и реализации систем управления и навигации. -М., Биоинформ, 1997, 368 с.

29. О.С. Салычев. Скалярное оценивание многомерных динамических систем. М.: Машиностроение, 1987, 216 с.

30. Фильтр Калмана Бьюси. Браммер К., Зиффлинг Г. Пер. с нем. -М.: Наука. Главная редакция физико-математической литературы. 1982, 200 с.

31. Лоусон Ч., Хенсон Р. Численное решение задач метода наименьших квадратов/ Пер. с англ. М.: Наука. Гл. ред. Физ.-мат. лит., 1986, 232 с.

32. Балакришнан А. Теория фильтрации Калмана: Пер.с англ.-М.:Мир,1988.

33. Н.Т. Кузовков. Модальное управление и наблюдающие устройства. М.: «Машиностроение», 1976, 184 с.

34. Дэвис М.Х.А. Линейное оценивание и стохастическое управление/ Пер. с англ. под. ред. А.Н. Ширяева. -М.: Наука. Гл. ред. физ.-мат. лит., 1984, 208с.

35. В.Н. Фомин. Рекуррентное оценивание и адаптивная фильтрация. -М.: Наука. Гл. ред. Физ.-мат. лит., 1984, 288 с.

36. Льюнг Л. Идентификация систем. Теория для пользователя: Пер. с англ./ Под ред. Я.З. Цыпкина. М.: Наука. Гл. ред. Физ.-мат. лит., 1991, 432 с.

37. Стрейц В. Метод пространства состояний в теории дискретных линейных систем управления / Пер. с англ. Под ред. Я.З. Цыпкина. М.: Наука. Гл. ред. Физ.-мат. лит., 1985, 296 с.

38. Е.А. Чуманкин, В.П. Ульянов. Патент на изобретение №2191350 Способ оценки угловых невязок комплекса подготовки и оценки точности начальной выставки инерциальной навигационной системы. ОАО АНПП «Темп-Авиа» Россия, 20.10.2002.

39. Е.А. Чуманкин. К вопросу об идентификации погрешностей датчиков первичной информации БИНС. ВНИИМИ №ДД1558, 18.09.1991, УДК 531.383:629.7.052.

40. Е.А. Чуманкин, Н.П. Лапшинов. Использование локальной вычислительной сети в создании системы автоматизированного проектирования программного математического обеспечения. ПТС. № 3, 1990, УДК 681.513.2:658.52.011.56.012.3.

41. Е.А. Чуманкин, Г.И. Костенко, А.Ю. Мишин, Д.В. Николаев. Комплекс наземной отработки инерциальных систем с приборами спутниковой навигации. / Навигация и управление движением. Материалы V конференции молодых ученых. ГНЦ РФ-ЦНИИ «Электроприбор», 2003г.

42. Е.А. Чуманкин, Д.В. Николаев, А.Ю. Мишин. Инерциальные измерения железнодорожного пути./ Навигация и управление движением. Материалы V конференции молодых ученых. ГНЦ РФ-ЦНИИ «Электроприбор», 2003г.1. СОКРАЩЕНИЯ

43. АОН Алгоритм ориентации и навигации

44. АРМ Автоматизированное рабочее место

45. БИНС Бесплатформенная инерциальная навигационная система

46. БЦВМ Бортовая цифровая вычислительная машина

47. БЧЭ Блок чувствительных элементов

48. ВОГ Волоконный оптический гироскоп

49. ГСК Геодезическая система координат

50. ДНГ Динамически настраиваемый гироскоп

51. ДПИ Датчики первичной информации

52. ДУС Датчик угловой скорости

53. ЗСК Земная система координат

54. ИИБ Инерциально-измерительный блок

55. ИИС Информационно-измерительная система

56. ИНС Инерциальная навигационная системаиск Инерциальная система координат1. ЛА Летательный аппарат1. ЛГ Лазерный гироскоп

57. ОФК Оптимальный фильтр Калмана

58. ПВМ Персональная вычислительная машинапо Программное обеспечение

59. РВГ Роторный вибрационный гироскопсид Скорость изменения дрейфаско Среднеквадратическая погрешностьссп Собственная скорость прецессии