автореферат диссертации по информатике, вычислительной технике и управлению, 05.13.01, диссертация на тему:Исследование и оптимизация интегрированной системы измерения параметров полета летательного аппарата вблизи поверхности

На правах рукописи

Румянцева Елизавета Анатольевна

ИССЛЕДОВАНИЕ И ОПТИМИЗАЦИЯ ИНТЕГРИРОВАННОЙ СИСТЕМЫ ИЗМЕРЕНИЯ ПАРАМЕТРОВ ПОЛЕТА ЛЕТАТЕЛЬНОГО АППАРАТА ВБЛИЗИ ПОВЕРХНОСТИ

Специальность 05.13.01

«Системный анализ, управление и обработка информации» (в технике и технологиях)

Автореферат

Диссертации на соискание ученой степени кандидата технических наук

О 5 ДЕК 2008

Санкт-Петербург 2008

003456636

Работа выполнена в государственном образовательном учреждении высшего профессионального образования «Санкт-Петербургский государственный университет аэрокосмического приборостроения»

Научный руководитель:

Доктор технических наук, профессор, Заслуженный

деятель науки РФ Небылов Александр Владимирович

Официальные оппоненты:

Доктор технических наук,

профессор Коновалов Александр Сергеевич

Кандидат технических наук Розенгауз Михаил Борисович

Ведущая организация: Федеральное государственное унитарное предприятие Санкт-Петербургское опытно-конструкторское бюро «Электроавтоматика»

Защита диссертации состоится "20" уЯМ^Уй/ЬЯ^ 2008 г. в часов на заседании диссертационного совета Д 212.133.02 при Государственном образовательном учреждении высшего профессионального образования «Санкт-Петербургский государственный университет аэрокосмического приборостроения» по адресу: 190000, Санкт-Петербург, ул. Большая Морская, д. 67, ГУАП.

С диссертацией можно ознакомиться в библиотеке ГУАП. Автореферат разослан 11/5" 2008 г.

Ученый секретарь диссертационного совета. Доктор технических наук, профессор

ОБЩАЯ ХАРАКТЕРИСТИКА РАБОТЫ

Актуальность проблемы. Задачи сбора, обработки и анализа информации о параметрах полета летательного аппарата (ЛА) являются одними из важнейших для обеспечения безаварийного полета, повышения точности и надежности измерительной системы. Многообразие современных летательных аппаратов определяется конструктивными особенностями и областями их применения. Повышенные требования предъявляются к полету на низкой высоте. Актуальность задачи повышения точности навигации для обеспечения безаварийного и экономичного движения аппарата в диапазоне малых высот связана с совершенствованием неводоизмещающих морских аппаратов, к которым относятся суда на управляемых подводных крыльях, воздушной подушке и экранопланы, а также применением системы управления движением на гидросамолетах и экранопланах, осуществляющих полет на предельно малых высотах при решении определенных функциональных задач. Диапазон рассматриваемых малых высот может характеризоваться единицами метров. Конкретная высота движения выбирается и стабилизируется как минимально допустимая из условий достаточно малой вероятности столкновения с препятствиями с учетом характера неровности подстилающей поверхности, например, балльности и характеристик трехмерности морского волнения. Этапы взлета и посадки также характеризуются повышенными требованиями к точности измерения малой высоты и параметров неровностей.

Большинство публикаций по проблеме измерения параметров морских волн посвящено изучению вопросов, связанных с исследованием методов и средств определения интегральных характеристик волнения. Такие исследования наиболее эффективны при расположении аппаратуры на авиационных или космических носителях либо при визировании морской поверхности судовыми радиолокаторами под малыми углами. Все они предполагают фактически не отслеживание профиля волны, а оценку интегральных характеристик волнения по косвенным признакам. Кроме того, в ряде работ рассмотрены волнографы контактного типа, а также принципы построения океанографической аппаратуры для специальных научно-исследовательских судов, где датчики приспосабливают для работы в условиях дрейфующего судна. Очевидно, что все эти исследования не могут служить основой для создания аппаратуры измерения характеристик морских волн, пригодной для полета на предельно низких высотах. В настоящее время наиболее эффективным представляется вариант совместной обработки показаний неконтактных датчиков геометрической высоты и инерциальных датчиков вертикального ускорения. Важнейшими из достоинств этого метода являются его сравнительная простота и доступность средств измерения.

Цель диссертационной работы состоит в разработке и совершенствовании теоретических основ построения интегрированной системы датчиков высоты; исследовании точности измерения малых высот при полете над земной и морской поверхностью при совместной обработке показаний локационных и инерциальных датчиков.

Основные задачи. Для достижения поставленной цели в диссертационной работе решались следующие основные задачи:

1. Исследование и общая классификация существующих методов измерения параметров полета ЛА.

2. Выбор и обоснование состава датчиков параметров низковысотного полета с учетом современных тенденций их совершенствования.

3. Исследование основных вероятностных свойств и спекрально-корреляционных характеристик морского волнения.

4. Разработка алгоритмов расчета спектра погрешности локационного датчика (радиовысотомера) при полете на малой высоте над взволнованным морем.

5. Оптимизация интегрированной системы измерения параметров низковысотного полета по критериям точности и отказоустойчивости.

6. Сравнительный анализ точности измерения высоты полета при построении оптимальной и робастной систем.

7. Экспериментальные исследования точности измерения высоты полета ЛА над морской поверхностью.

Методы исследования. При выполнении диссертационных исследований использовались: общие методы системного анализа, теория комплексирования разнотипных датчиков, общая теория случайных процессов и теория систем автоматического регулирования, методы цифровой обработки экспериментальных данных и методы математического моделирования.

Научная новизна. В процессе выполнения исследований были получены следующие новые научные результаты:

1. Результаты расчетно-экспериментальных исследований временных и пространственных характеристик морского волнения.

2. Предложена обобщенная математическая модель погрешности датчиков и модель схемы фильтрации выходного сигнала.

3. На основе полученной обобщенной модели выполнены исследования показателей точности при использовании оптимальной и робастной фильтраций, а также решен комплекс задач по повышению точности и отказоустойчивости интегрированной системы измерения параметров полета вблизи взволнованной поверхности.

4. Выведены аналитические выражения для определения значения спектра морского волнения на нулевой частоте, который представляет при исследовании точности наибольший интерес.

5. Получены удобные для практического применения общие результаты по оцениванию потенциальной точности измерений параметров полета на низкой высоте.

Практическая значимость. В диссертационной работе предложена модель интегрированной измерительной системы, позволяющая выполнять исследования в области повышения точности измеряемой высоты полета над морской и земной поверхностями, а также повышения уровня отказоустойчивости системы. Полученные при этом результаты дают возможность изучения детальных характеристик каждого датчика и системы в целом, изучения характеристик морского волнения, условий полета и качества функционирования датчиков, установленных на борту ЛА.

Значимость работы определяется возможностью использования полученных результатов при синтезе комплексированных измерителей малых высот движения для информационно-управляющих комплексов гидросамолетов и экранопланов при решении задач повышения точности измерения высоты, а также надежности системы измерения высоты полета и безопасности полетов.

Основные положения, выносимые на защиту:

1. Возможности построения и особенности комплексирования датчиков параметров полета на низкой высоте с учетом современных тенденций их совершенствования.

2. Алгоритм расчета и результаты анализа спектра погрешности локационного высотомера при полете на малой высоте над взволнованным морем.

3. Методы синтеза интегрированной системы измерения параметров низковысотного полета с учетом возможности отказов первичных датчиков.

4. Оптимизация интегрированной системы измерения параметров низковысотного полета по критериям точности и отказоустойчивости.

Внедрение результатов. Результаты диссертационной работы внедрены на предприятии ЗАО «НПФ «ТИРС» (Закрытое акционерное общество «Научно-производственная фирма «Телевидение и радиосвязь») при решении комплекса задач по повышению точности оценки измеряемых величин для разрабатываемых на предприятии радиосистем. Также результаты применялись при выполнении теоретических исследований по грантам РФФИ № 06-08-00550-а «Методы гарантирования приемлемой точности систем навигации и управления подвижными объектами», № 07-08-00293-а «Методы исследования нежестких структур и предотвращения критических режимов

движения» (НИР № 5361-673-1, № 5361-678-1). Результаты работы использованы в Международном институте передовых аэрокосмических технологий ГУАП при создании экспериментальной системы записи параметров полета и параметров морского волнения для 12-метрового экраноплана. Кроме того, результаты диссертационной работы внедрены в учебный процесс Санкт-Петербургского государственного университета аэрокосмического приборостроения (по кафедре компьютерного проектирования аэрокосмических измерительно-вычислительных комплексов).

Внедрение результатов диссертационной работы подтверждено соответствующими актами, копии которых даны в приложениях к диссертации.

Апробация работы. Основные положения работы докладывались на следующих научно-технических конференциях и семинарах: -XVI IFAC World Congress - 16-ый Всемирный Конгресс Международной федерации аэрокосмического управления, Прага, 2005; -IV международная Конференция «Авиация и космонавтика», Москва, 2005; -17th Symposium IFAC in Automatic Control in Aerospace - 17-ый Симпозиум по Автоматическому управлению в аэрокосмических системах Международной федерации аэрокосмического управления, Тулуза, Франция, 2007; -XXXIV Всероссийская конференция «Управление движением морских судов и специальных аппаратов», Институт проблем управления им. В.А. Трапезникова РАН, Москва, 2007 г.;

-VII, VIII, IX Конференции молодых ученых ФГУП ЦНИИ "Электроприбор", 2005, 2006,2007 гг.;

-VIII, IX, X Научные сессии ГУАП, 2005,2006,2007 гг.

Публикации. По результатам диссертационных исследований опубликовано 12 печатных работ, в числе которых:

-9 научных статей, одна из которых напечатана в журнале, рекомендованном для публикации ВАК России; -3 публикации тезисов докладов.

Структура и объем диссертации. Диссертация состоит из введения, пяти глав, заключения, списка литературы (101 наименование) и двух приложений. Объем основной части - 150 страниц машинописного текста. Работа содержит 41 рисунок.

КРАТКОЕ СОДЕРЖАНИЕ РАБОТЫ ПО РАЗДЕЛАМ

Во введеннн обоснована актуальность и практическая значимость проводимых исследований, определена цель работы, основные задачи исследования, сформулированы научные и практические результаты, выносимые на защиту.

Первый раздел носит обзорный характер. В нем проведен обзор и сравнительный анализ локационных и инерциальных датчиков параметров низковысотного полета, даны рекомендации по выбору датчиков, поставлены требования к интегрированной системе. Обоснована актуальность применения интегрированной системы на современных экранопланах и гидросамолетах с учетом новейших направлений применения авиационной техники, представлены особенности расположения датчиков на ЛА таким образом, чтобы обеспечить точность, надежность и отказоустойчивость системы.

В настоящее время известны различные способы измерения высоты полета: радиотехнический, лазерный, акустический, радиоизотопный, барометрический, инерциальный. Если ЛА при полете не имеет непосредственного контакта с водной или какой-либо другой подстилающей поверхностью, то измерить высоту его движения можно лишь косвенно, путем оценки какой-либо другой величины, связанной с высотой определенной зависимостью. Более или менее упорядоченная зависимость естественных свойств воздушной среды от высоты в области высот, составляющих единицы метров, практически отсутствует. Следовательно, единственно возможным способом измерения геометрической высоты полета следует признать метод активной локации. Этот метод наиболее эффективен при совместной обработке показаний датчиков геометрической высоты, где наиболее пригодным является фазовый радиовысотомер, и инерциальных датчиков вертикального ускорения.

Динамические ошибки измерения должны быть пренебрежимо малыми, а измерения сформированы таким образом, чтобы погрешность не зависела от искомой высоты, априорная информация о характеристиках которой является неполной. Противоречие между требованием инвариантности измерителей и требованием хорошего сглаживания волновых возмущений в показаниях локационных датчиков разрешается комплексированием двух разнотипных датчиков. Различие спектров погрешностей локационного и инерциального датчиков параметров полета позволяет выделить погрешность одного измерителя на фоне погрешности другого измерителя и вычесть ее из выходного сигнала соответствующего датчика.

Минимальное количество пар датчиков высотомер-акселерометр равно трем. Их разнесение по корпусу ЛА дает возможность измерять углы крена и тангажа, и, как следствие, повысить точность определения координат (рис. 1).

Исследуемая интегрированная система позволяет решить задачи измерения малых высот полета при ее использовании на современных JIA, повысив точность показаний и обеспечив отказоустойчивость системы. Система может быть установлена на таких ЛА, как пожарный самолет-амфибия Бе-200ЧС, выполняющий аварийно-спасательные и поисковые операции на малых высотах, или на современных грузопассажирских экранопланах - скоростных низколетящих судах, использующих при движении эффект экрана. Одной из новейших разработок ЛА является экраноплан Buchon М-1, разработанный в UNEFA University в Венесуэле при техническом содействии Международного института передовых аэрокосмических технологий ГУАП.

Во втором разделе рассмотрены методы повышения точности измерений, проанализирована погрешность локационного высотомера и инерциального датчика акселерометра. Решена задача исследования влияния морского волнения на точность измерения. Временные и пространственные характеристики морского волнения необходимо учитывать в связи с тем, что при низковысотном полете погрешность измерения высоты JIA относительно среднего уровня волновой поверхности практически полностью обусловлена отслеживанием высотомером профиля морских волн, а влияние собственной погрешности высотомера, связанной с особенностями его построения и с флюктуациями информационного параметра отраженного радиосигнала, оказывается пренебрежимо малым. Проведен анализ полученных выражений для спектральной плотности волнения, который позволяет найти наиболее неблагоприятные направления движения аппарата. Изучение уровня спектральной плотности на нулевой частоте приводит к задаче рассмотрения системы в установившемся режиме. В случае использования винеровской фильтрации необходимо знать весь спектр, а не только его уровень на нулевой частоте, но в рассматриваемом случае спектр практически равномерен, поэтому исследуется вопрос о том, какую реальную точность дает винеровская фильтрация с заданными спектральными плотностями воздействий.

Спектральные составляющие погрешности локационного датчика можно считать пренебрежимо малыми по отношению к спектру морского волнения. Ошибка в канале радиовысотомера будет практически полностью обусловлена динамическими искажениями за счет фильтрации отраженного сигнала, содержащего волновую составляющую.

Спектры морского волнения при использовании его трехмерной модели будут различаться не только положением на оси частот и шириной, но и формой. Сложность возрастает и с уменьшением скорости полета, так как при этом спектр погрешности становится более низкочастотным, а также со снижением высоты, когда пропадает эффект пространственного сглаживания волн в пределах угловой апертуры высотомера

Для скоростных морских аппаратов максимум спектральной плотности на нулевой частоте при сильном морском волнении достигается при движении в направлении, близком к перпендикулярному относительно генерального направления распространения волн. Следовательно, такое направление в рамках поставленной задачи является наиболее неблагоприятным.

Для построения математической модели морского волнения необходимо произвести пересчет его спектральной плотности из неподвижной системы координат в движущуюся. Сложность такой задачи для трехмерной нерегулярной модели волнения обусловлена тем, что элементарные волновые составляющие с различными частотами распространяются не только с различными скоростями, но и в различных направлениях. Это обстоятельство требует определенного вклада в искомый спектр каждой элементарной составляющей волнения с последующим интегрированием этих вкладов по всем возможным частотам и направлениям распространения. Переход в движущуюся систему координат связан с частотным преобразованием вида

где V - горизонтальная скорость движения аппарата, g - ускорение силы тяжести, \|/ - курсовой угол на волну, % - направление распространения элементарной волновой составляющей. Таким образом, в случае принятия гипотезы о взаимной независимости законов углового и частотного распределения мощности волнения справедлива формула:

2 я/2 — ( V

S/a)) = ~ J jjSi(QJ(3(x)cos<жcost, П-П2-cos(%-Mf) 71-Ф 0 0 V £

idCldldx,

где Si(co) - спектр морского волнения в движущейся системе координат; & f £2j = 1,62 • 10"'ля2Q^ехр(-0,\ Ug2hylO.~4) - спектр морского волнения в неподвижной системе координат, принятый в качестве стандартного; 0(х) = cos2 х - закон углового распределения мощности волнения; hy/c - высота морских волн трехпроцентной обеспеченности.

При переходе в движущуюся систему координат за основу принимается спектр Пирсона-Мошковица. В идеальном случае подстилающая поверхность может являться горизонтальной плоскостью с зеркальным отражением, в таком случае в сигнале радиовысотомера присутствовала бы только когерентная составляющая, что свидетельствует о наличии в таком сигнале исключительно двух погрешностей', методической и инструментальной. В реальной погрешности датчика присутствует также некогерентная составляющая сигнала при отражении от подстилающих поверхностей. Получаемые параметры измерения и информационной параметр имеют флюктуирующий характер, что соответственно снижает точность измерения. Аппроксимировав полученное выражение, можно получить следующую приближенную формулу для спектральной плотности £[(со):

с , », X2 +С01 S (СО) и N-.---;-г-

(от + р2)" + 2(а" - р2 )аг + ш4

с параметрами

а = 0,16(g//i3%)1/2^1 + |о,38 + 0,42(1 + (cosy +1,05)16У jic2 j х x^l + 0,5K(9 + K2}"1/2sin4vJl + (cosV + 0,95)JKe^:!^:!cO3V)K2 j ' х

Р=0,5б{а1Ь% )1/2+ ^2,7 e-<cos4/+2)2 + 0,06 jc2 J^ + о.Зе^-™5^1-5'' к4 х

+ 0,6К4(40 + К4)"1 с-Ю<со5у+0.38)Л- + (0;1 + 0)36e2cosV(j + ^ +

2

а" +V

V

где <тг = 0,l89h3%; к = ■■■■,.. ; у = 0+2я; v 11/2

S0 = 1,792к4 — J cos2 xcos Vx - Ч< >хр(-0,112к4 cos* (у-у - уровень

S у-к/2

спектральной плотности на нулевой частоте, который может быть с приемлемой точностью рассчитан по методу прямоугольников при разбиении интервала интегрирования на 100 подынтервалов.

Даже при использовании оптимальной фильтрации, получение приемлемой точности обеспечивается только для некоторых режимов работы измерительной системы. Весьма важной информацией является уровень

спектральной плотности погрешности радиовысотомера. Эту погрешность в пределах полосы пропускания можно рассматривать как белый шум. Чтобы найти предельное состояние фильтра для исследования точности системы, необходимо рассматривать уравнение фильтра в установившемся режиме. Такой фильтр можно трактовать как фильтр Винера.

Спектральные плотности полезного сигнала (измеряемой высоты) ¿(7), ошибки высотомера п,(() и ошибки акселерометра (приведенной к полезному сигналу) п2(/) составляют:

где р, С - параметры, входящие в корреляционные функции составляющих измеряемых параметров; а2, а2 - интенсивность белого шума в каналах радиовысотомера и акселерометра.

В зависимости от соотношений между параметрами сигналов решения приобретают те или иные качественные особенности. Наиболее характерные варианты взаимного расположения кривых условных спектральных плотностей (при Р < □), которые выполняются для ЛА, приведены на рис. 2.

1. П2а,<а,, а,<(2(3)"2С.

2. П2С1>а,, а2о,<(2(5)"2С. 3. £22о,>(2(3)' 2С, о3<(2р)',;С.

> Т ~"«¿"V **«Т * *

^ и.-)

^•тг'-гИ-'-г-Н

Р 1 со

■(2р)"2С.

(со)

Рис. 2. Взаимное расположение кривых спектральных плотностей

Таким образом, необходимо учитывать только флюктуационные ошибки источников информации типа белых шумов. В результате решения системы ^-уравнений вида:

ХИОО^ад (ю)-= = из.....Ы),

м

где 51)ЛГ (©) - условные взаимные спектральные плотности выходных сигналов

измерителей, соответствующие взаимно корреляционным функциям Л1)Г_ (т,, т2); (со) - условные взаимные спектральные плотности желаемого

сигнала и сигналов измерителей; А';(_/ш) - неизвестные функции, не имеющие особенностей в верхней полуплоскости комплексной плоскости к>.

Проведенный анализ показывает, что одним из требований к системе должно быть выполнение условия инвариантности относительно полезного сигнала. Обеспечение конечности установившейся дисперсии ошибки является актуальным при решении задачи преобразования сигналов двух разнотипных датчиков. В исследованном установившемся режиме интервалы работы системы превышают по длительности наибольшие постоянные времени.

Третий раздел посвящен исследованию дисперсии ошибки локационного радиовысотомера и анализу точностей механического и микромеханического акселерометров, с учетом погрешностей всех датчиков.

Любая структурная избыточность в измерительной системе, каждый дополнительный датчик расширяют возможности повышения качества измерений. Чтобы сделать сопоставимыми характеристики погрешностей датчиков различных типов, в том числе позиционных датчиков, целесообразно условно привести погрешность инерциального датчика к размерности перемещения. Собственную погрешность датчика можно представить как сумму погрешности 8, (/) типа медленного ухода нуля шкалы датчика, погрешности 5,(/) за счет отклонения коэффициента передачи датчика от номинального значения и погрешности вследствие неточности стабилизации оси чувствительности датчика 53(0. Будем считать, что сигнал ускорения на выходе датчика дважды интегрируется, в результате чего получается сумма полезного сигнала перемещения и погрешности 8(0 с размерностью перемещения. Вторая производная такой погрешности 5"'(о есть погрешность на выходе датчика ускорения. Погрешность трех локационных высотомеров, разнесенных по корпусу ЛА, на низких частотах (конкретно в диапазоне примерно ш<6с"') имеет равномерную спектральную плотность, максимальный возможный уровень которой составляет 5у,(ю) = 0,041м'с. При исследовании интегрированной измерительной системы наиболее важными являются спектральные плотности «геометрической» погрешности измерения

высоты (о) и погрешности собственно высотомера С^(ь>) на частоте ш = 0. Необходимо определить какой точностью должен обладать локационный высотомер для выполнения условия См(т) « 6^(0). Считая погрешность Щ1) экспоненциально коррелированным шумом со спектральной плотностью бд,/0)/[1 + со2Гя2 ], для дисперсии этой погрешности запишем формулу:

о'М^СМ/аТРВ), Мта =3(Гм=3^4„(0)/(2/7;в),

где <7ДЛ (0) - уровень спектральной плотности погрешности на нулевой частоте; £7^0,) - спектральная плотность «геометрической» погрешности измерения высоты; Д 1гтах - практически максимальная погрешность; Тт = 0,1с - постоянная времени радиовысотомера.

При пятибалльном морском волнении и скорости полета V = 100 м/с2, уровень спектральной плотности волновой (геометрической) составляющей погрешности С«/0; = 0,1 м2с. Огсюда получим Д//Я01 = 3-^0,02 • 0,1 /(2 / 0,1 )= 03 м при условии, что уровень спектральной плотности погрешности собственно высотомера О^(О) составлял не более 2% от 0-^(0). Полученный результат доказывает правомерность пренебрежения погрешностью собственно высотомера при исследовании результирующей погрешнрости.

Исследуя вторую и третью составляющие результирующей погрешности датчика вертикального ускорения, поперечные ускорения можно принять пренебрежимо малыми. Большое количество случайных факторов, определяющих характер изменения функций второй и третьей производных погрешности типа медленного ухода нуля шкалы датчика 5[2>(0 и дает основание предложить, что их значения распределены по законам, близким к нормальному. Поэтому для дисперсий функций бр'С) и 5|3)(/) можно принять соответствующие оценки: Д2 = =(5[Ца1)2/9.

При анализе дисперсий производных составляющих погрешности измерения параметров будем считать известными дисперсии функций: вертикального ускорения объекта ОаВ, вертикальной скорости объекта От; угловой ошибки стабилизации оси чувствительности датчика (в вертикальной плоскости) Д,; скорости изменения этой угловой ошибки Д,. При оценке количественных характеристик погрешностей будем использовать следующие численные значения: ¿>„я=1,7лг !с\ о,д =0,5лг /с1, £>„ =2-1(Гй рад1, Ц, =10-' рад11с1.

Дана оценка первой и второй производных погрешности 8,(1). Дисперсия такого отклонения е имеет значение Ое =10~7. Коэффициент £ может служить масштабным множителем при переходе от измеряемого ускорения к величине второй производной погрешности 5,(0- Поэтому

применительно к дисперсии второй производной погрешности 8,(f) акселерометра в канале вертикального перемещения получим: Dn - Dc ■ ОоЯ.

Применительно к дисперсии первой производной этой погрешности получено: D2t=De D№. В канале вертикальных перемещений погрешность 6 ,(i) необходимо дополнить составляющей, вызванной ускорением силы тяжести g и имеющей квазипостоянную вторую производную с дисперсией DUg = Dt -g2 ■ Третью производную можно считать практически нулевой, т.е. £>aï = 0, а первую производную - неограниченно большой.

Погрешность ù/t), вызванная неточностью стабилизации оси чувствительности датчика в вертикальном направлении, представлена производной, которая в силу малости угловых ошибок стабилизации выражается формулой:

Sl2)=aB(t)-a(t).

Поэтому ее дисперсия, учитывая взаимную независимость случайных процессов a„(t) и a(t), равна Dn = D^, ■ Д,.

Сложным является вопрос об ограничении других производных функции 55(<)> в частности ее первой производной, поскольку спектры функций aB(t) и a(t) могут перекрываться, а это обеспечивает появление в спектре произведения составляющей на нулевой частоте, делающей интеграл от такого произведения (т.е. первую производную функции S,(7)) бесконечно большим. Но некоторая часть составляющих этого произведения принципиально не может находиться вблизи нулевой частоты, и их интеграл должен иметь конечный предел.

Таким образом, функцию 5,(0 можно представить в виде суммы двух взаимно независимых составляющих, у одной из которых ограничена только вторая производная, а у другой - вторая и первая производные. Представим дисперсию второй производной составляющей Щ'(г) формулой:

Д2 =6,38DaB-£>u.

Составляющая &i2'(t) имеет дисперсию второй производной Dv = ■ Оп - 6,380iS • Da и первой производной D„ = Dn ■ Da.

Количественные характеристики производных составляющих погрешности, соответствующие условиям работы датчика, охарактеризованы дисперсией. У нескольких датчиков с вертикальной осью чувствительности составляющие 5,(0» ô2g(0 и практически полностью некоррелированны,

а составляющие 8Дз(/), §'3(/) и 8}(t) полностью коррелированны.

Результирующая погрешность инерциального датчика (с размерностью перемещения) представляет собой сумму пяти или шести независимых

составляющих, каждая из которых имеет ограниченную вторую производную и, как правило, ограниченную первую или третью производную.

На рис. 3 графически представлены результаты исследования точности системы с механическим и микромеханическим акселерометром (при совместной обработке показаний датчиков, пример при постоянных параметрах движения V = 100м/с, у = Зть'2).

60.

0-1---1--—--I--

0 1 2 3 4 5

Высота воины 3%-сеесгеченности м

Рис. 3. Погрешность интегрированного измерителя с механическим (2) и микромеханическим (1) акселерометром

Результирующая погрешность при использовании погрешности микромеханических акселерометров превышают допустимую величину ошибок, следовательно, их использование при высокой балльности волнения (свыше 5 баллов) является нецелесообразным в интегрированных измерительных системах, поскольку не позволяет достичь требуемой точности измерения высоты.

В четвертом разделе рассмотрены принципы построения информационно-управляющих комплексов, рассмотрен вопрос об обеспечении нормального и эффективного функционирования интегрированной системы обработки сигналов измерителей с учетом имеющихся сведений о свойствах сигналов, предусмотрена автоматическая перестройка фильтров при наличии структурной избыточности. Цифровая реализация алгоритмов обработки измерений позволяет построить структурную схему системы, состоящую из цифровых и непрерывных динамических звеньев, определенным образом соединенных. Осуществляется выбор цены младшего разряда в каналах датчиков. Задача технического диагностирования должна не только устанавливать, что на борту есть неисправный датчик, но определять какой именно датчик отказал и перестраивать измерения таким образом, чтобы не использовать показания неисправного датчика.

При исследовании принципиальных возможностей того или иного варианта интегрированной системы по обнаружению отказов первичных датчиков и при определении максимальных ошибок измерения, накапливающихся к моменту обнаружения отказа, важен характер изменения погрешности отказавшего датчика. Можно контролировать три уровня

точности измерений высоты полета в следующих условиях: 1. Все датчики исправны, обеспечивается максимальная точность измерения; 2. Один датчик отказал, но отказ не обнаружен - наиболее опасный случай; 3. Отказ датчика обнаружен, система реконфигурирована.

Чтобы обеспечить эффективное функционирование интегрированной системы обработки сигналов измерителей, нужно располагать надежными сведениями о режимах их использования и о свойствах сигналов. Дисперсия результирующей ошибки в интегрированной системе получается меньше, чем для каждого из входящих в систему датчиков. В трехканальной системе (три пары датчиков) обеспечивается возможность независимого вычисления координат по сигналам всех трех измерителей и сопоставления данных.

Рис. 4. Трехканальная система независимого вычисления координат по сигналам шести измерителей

Здесь IV1, \\'г, Г, - передаточные функции измерителей, Ф - блок фильтров, осуществляющих оптимальное преобразование данных, ФФ' , Ф з - фильтры, приводящие все сигналы к размерности высоты, устройство обработки данных - логическое устройство, в которое поступают выходные сигналы фильтров г,, г, и г3, 5 - полезный сигнал, V,, V,, у. - погрешности датчиков. В логическом устройстве формируются разности:

'Д|2(0 = |г,(0-г2(0|>

• Дп<0 = |*2(0-*,(0|,

ДмС)=^(0-2,(4

Если две из разностей, например Д,, и А,,, превосходят пороговое значение А0 и при этом третья разность Д31 мала, то отсюда следует, что ошибки второго измерителя недопустимо велики и что его показания, по-видимому, недостоверны. Устройство обработки данных в этом случае должно

отключать измеритель и производить соответствующую коммутацию в основном блоке Ф.

Проведенный анализ интегрированной системы с реконфигурацией структуры показывает, что структурная избыточность обеспечивает повышение точности и надежности системы, а система обработки сигналов, построенная с учетом признаков технического состояния объекта (резкое увеличение уровня ошибок, выход отдельных элементов за ограничение, быстрое и беспорядочное изменение отдельных параметров), обеспечивает более быстрое распознавание ситуации.

В пятом разделе приведены результаты математического моделирования интегрированной системы измерения параметров полета. Построены математические модели и исследованы переходные процессы в каналах датчиков, исследованы зависимость среднеквадратической ошибки измерения от направления движения и скорости ЛА. Проведено сравнение эффективности применения оптимальной и робастной фильтрации, приведены результаты математического моделирования при различных режимах работы датчиков, что позволяет сделать вывод о целесообразности применения исследованной интегрированной системы измерения параметров низковысотного полета.

Дискретные передаточные функции каналов моделируемого измерителя были найдены на основе дискретной аппроксимации оптимальных непрерывных прототипов. Проанализирована дисперсия ошибки измерения высоты. Динамический синтез робастных алгоритмов комплексирования позволяет найти передаточные функции линейных фильтров. Искомые передаточные функции полных каналов измерителя Н1(з)Л~\..Л в общем виде выглядят следующим образом:

1 + А,« + ..Л„Ял

где е [о,°°) - коэффициенты, подлежащие определению.

Порядок п принимается достаточно большим для того, чтобы фактически имел место структурный, а не параметрический синтез измерителя. Величина п должна быть не меньше, чем порядок формирующего фильтра для получения из белого шума воздействия (погрешности датчика) с известной дробно-рациональной спектральной плотностью.

Каждый из фильтров с дробно-рациональной передаточной функцией Н^) может быть реализован независимо от других фильтров, что позволит получить схему измерителя в виде параллельного соединения шести обособленных фильтров. Ширина разрядной сетки должна иметь величину 24 разряда. Учитывая единообразие знаменателей передаточных функций Я,(у),

целесообразным является реализовать вычислитель как единую схему фильтра с шестью входами, не разделенной на обособленные каналы и содержащей меньшее число элементов, чем схема фильтрации. Передаточная функция схемы в виде замкнутого контура имеет вид: W(s)-Hl(s)\\-HK(s)Y. Фильтр должен выделять погрешность одного датчика (г) из ее аддитивной смеси с погрешностью другого датчика и, (?).

При известных спектральных плотностях воздействий была решена задача синтеза винеровского фильтра, минимизирующего дисперсию суммарной ошибки. Теперь при известных числовых характеристиках производных можно решить задачу синтеза системы с минимальной верхней границей дисперсии ошибки, то есть об оптимизации робастной системы по критерию наивысшей точности.

При известных равномерной спектральной плотности погрешности одного датчика Sv и дисперсии производных погрешности другого датчика задача оптимизации интегрированной измерительной системы имеет аналитическое решение. Для его нахождения достаточно оптимизировать параметры передаточной функции W(s), которая обеспечивает минимальную полосу пропускания канала с передаточной функцией Я,(s) - W(s)/[l + W(s)].

Запишем подлежащие параметрической оптимизации передаточные функции каналов локационного датчика H/s), канала инерциального датчика H2(s), а также передаточную функцию фильтров H1,(s) = \-<bi(s)-(&1(s) в виде

Hl(s) = {bl0 +blls + blls2)/ A{s), H2(s) = {b22s2 + a/)/A(s), H3(s) = [l - bl0 + (a, -bu > + (a, -bn - b„ )s2]/ ¿O),

где A¡(s) = l + + a2s2 + a^.

Оптимизация параметров дала следующие результаты: а, = 10,5с, аг- 66,4с2, а, =89,6с\ Ьы =0,995, ¿>u = 10,89с, bn= 68,1с2, Ь22 = 0,287с1.

Полученная потенциальная точность измерения высоты при интегрировании локационного датчика на базе трех высотомеров и инерциального датчика с вертикальной осью чувствительности на базе трех акселерометров характеризуется значением дисперсии измерения высоты, равным De = 0,113м2 или ае = 0,336м.

По результатам математического моделирования проведен сравнительный анализ ошибок измерений для исследуемой системы, результаты изображены на рис. 5. и на рис. 6.

0- "■ i.....:

......| !

i

О 45 so 135 180

У град

Рис.5. Результаты моделирования интегрированной системы измерения высоты

Где у - направление движения, град.;

Зс - среднеквадратическое отклонение, отн.ед.;

К- скорость полета.

3 i 3 3 4

Еысотавопмь. З^обагпвч^апи Л]* м

Рис. 6. Зависимость среднеквадратической ошибки

измерений от высоты волн трехпроцентной обеспеченности:

1 - точность, которую дает винеровская фильтрация;

2 - точность, которую дает робастная фильтрация при О = 10"" кг/с4, К=60м/с.

100 - 90

-- 70

- - ■ 30

---10

Суммарная ошибка измерений представляет собой низкочастотный случайный процесс, что обеспечивает сравнительно благоприятные условия функционирования аппарата, использующего такой сигнал в системе управления. Рассматривалось движение со скоростью от 10 м/с до 100 м/с в разных направлениях. Точностные характеристики измерительной системы определяются в основном уровнем спектральной плотности волнения на нулевой частоте. В связи с этим при низких скоростях движения наиболее неблагоприятным является направление, совпадающее с генеральным направлением распространения волн, а при высоких скоростях - направление, близкое к перпендикулярному относительно волны. Точность измерений в значительной степени зависит от взаимного расположения векторов скорости объекта и генерального направления распространения волн. Видно, что в диапазоне высот волн трехпроцентной обеспеченности (/г,ч =0-5-5 м) система с постоянными коэффициентами обеспечивает более низкую точность по сравнению с требуемой (5>0,3отн.ед.). Такой случай недопустим по критериям безопасности, и решением проблемы может быть наложение ограничений на направление движения аппарата или запрет полета в условиях повышенного морского волнения, поскольку это может привести к аварийной ситуации.

Исследование показывает, что робастный подход дает более точную оценку величин в широком диапазоне условий функционирования, чем в случае построения фильтра Винера при одинаковых условиях полета. Оптимальный фильтр, синтезированный для номинальной модели, теряет свойства при отклонениях от реальных характеристик, что подтверждает целесообразность использования робастной фильтрации при построении интегрированной системы измерения низковысотного полета.

Результаты математического моделирования в трех режимах полета (1 -все датчики исправны, обеспечивается максимальная точность измерений, 2 -отказ датчика обнаружен, система реконфигурирована, 3 - один датчик отказал, но отказ не обнаружен - наиболее опасный случай) изображены на рис. 7 при 1ц% = 3,5 м, V =50 м/с и моделировании движения ЛА в направлении ^ = тс/2 — тс.

5

I

(3

ь

о г 3

V

е

о С

16

14

12

10

,—/" \

1 ^ N

-{

50

г,с

10 20 30 40 Рис. 7. Результаты математического моделирования в различных режимах работы датчиков

Наибольшая точность обеспечивается при наличии трех исправных датчиков на борту ЛА. Когда один датчик отказал, но отказ не обнаружен, полет является наиболее опасным и может привести к аварийной ситуации. В этом случае погрешность превышает максимально возможную, наблюдается довольно большой разброс параметров. В третьем случае, когда датчик отказал, отказ обнаружен и система реконфигурирована, показания стабильны относительно истинных, но дают меньшую точность измерения, что свидетельствует о целесообразности использования трех пар датчиков в исследуемой системе.

В заключении сформулированы основные результаты диссертационной работы.

ОСНОВНЫЕ РЕЗУЛЬТАТЫ РАБОТЫ

Основные результаты диссертационной работы кратко можно перечислить в следующем виде:

1. Выполнена общая классификация задач, относящихся к области измерения малых высот полета, представлен обзор существующих методов измерения параметров полета, алгоритмов автоматического обнаружения отказов датчиков, выделены основные проблемы и ограничения, характерные для задач обработки информации. Рассмотрены отличительные особенности построения интегрированных систем.

2. На основании проведенного анализа существующих методов измерения

параметров полета, сделан обоснованный выбор функциональной и структурной схем измерительной системы. Выполнен широкий комплекс экспериментальных исследований измерения текущей высоты, определен оптимальный состав датчиков для измерения высоты на борту ЛА.

3. Проведен анализ спектра погрешности локационного высотомера при

полете на малой высоте над взволнованным морем, исследованы основные вероятностные свойства и спектрально-корреляционные характеристики морского волнения, решена задача синтеза и оптимизации системы по критериям точности и отказоустойчивости.

4. Предусмотрена цифровая реализация интегрированной измерительной

системы.

5. Разработан подход к синтезу интегрированной системы, который

обеспечивает гарантирование приемлемого качества оценивания и управления в условиях неполной априорной информации о погрешностях датчиков и возмущениях с учетом всего многообразия режимов движения летательного аппарата. Использование новых возможностей совершенствования алгоритмов навигации и управления движением вблизи поверхности, создаваемых современными средствами информационного обеспечения и ресурсами бортовых вычислительных сетей, может существенно способствовать развитию и повышению функциональной эффективности экранопланов, гидросамолетов и других летательных аппаратов.

6. Решена задача оптимизации динамических характеристик фильтров,

установлены критерии оценки точности, верхняя и нижняя границы невыхода параметров за допустимые пределы оптимальными фильтрами, что позволило значительно улучшить характеристики.

7. Предложенная структурная избыточность обеспечивает повышение

точности и надежности системы, а система обработки информации обеспечивает более быстрое обнаружение неисправностей и перестройку параметров.

В заключение целесообразно подчеркнуть, что интегрированная измерительная система исследовалась в диссертационной работе экспериментальными, аналитическими и расчетно-экспериментальными методами. Полученные при этом результаты полностью согласуются между собой, хорошо сочетаются с предложенной обобщенной моделью системы и существенно дополняют известные к настоящему времени исследования в области измерения малых высот полета.

СПИСОК ПУБЛИКАЦИЙ ПО ТЕМЕ ДИССЕРТАЦИИ

1. Небылов A.B., Румянцева Е.А. Исследование интегрированного измерителя высоты полета над взволнованной морской поверхностью

//Материалы VIII Научной сессии, -СПб.: СПбГУАП, 2005. С. 121-124.

2. Nebylov А.V., Rumyantseva Е.А., Nebylov V.A., Danilov S.N. Wing-In-Ground Flight Automatic Control System //Proceedings of XVI IFAC Congress, Prague, 2005. P. 247-252.

3. Nebylov A.V., Rumyantseva E.A. Accuracy and reliability insuring for low altitude flight integrated measurement system //Тез.докл. IV Международной Конференции «Авиация и космонавтика», -М.:МАИ, 2005. С. 113.

4. Лопарев A.B., Румянцева Е.А. Синтез интегрированного измерителя малых высот для морских объектов //Материалы VII Конференции молодых ученых «Навигация и управление движением» под редакцией академика РАН В.Г. Пешехонова, -СПб.: ГНЦ РФ ЦНИИ «Электроприбор», 2005. С. 87-93.

5. Румянцева Е.А., Греков А.И. Исследование интегрированной системы измерения низковысотного полета при наиболее неблагоприятных свойствах воздействий //Материалы IX Научной сессии, -СПб.: СПбГУАП, 2006. С. 72-74.

6. Румянцева Е.А., Греков А.И. Исследование интегрированной системы измерения параметров низковысотного полета по критериям точности и отказоустойчивости //Тез.докл. VIII Конференции молодых ученых «Навигация и управление движением» под редакцией академика РАН В.Г. Пешехонова, -СПб.: ГНЦ РФ ЦНИИ «Электроприбор», 2006. С. 281.

7. Румянцева Е.А., Греков А.И. Методы анализа отказоустойчивости интегрированной системы измерения параметров полета //Материалы IX Научной сессии. -СПб.: СПбГУАП, 2006. С. 24-26.

8. Небылов A.B., Румянцева Е.А., Греков А.И. Робастные алгоритмы прогнозирования в задачах управления движением //Российская Академия Наук, Институт проблем управления им. В.А. Трапезникова//Материалы XXXIY Всероссийской конференции «Управление движением морских судов и специальными аппаратами», -М.: РАН, 2007. С. 26-30.

9. Румянцева Е.А., Небылов A.B. Разработка методики синтеза интегрированной измерительной системы с учетом требований отказоустойчивости //Тез.докл. IX-ой Конференции молодых ученых «Навигация и управление движением» под редакцией академика РАН В.Г. Пешехонова, -СПб.: ГНЦ РФ ЦНИИ «Электроприбор», 2007. С. 25.

10. Румянцева Е.А.. Разработка и исследование вариантов построения интегрированной системы измерения параметров полета на малой высоте //Материалы X Научной сессии ГУАП, -СПб.: СПбГУАП, 2007. С. 47-52.

11. Nebylov А.V., Rumyantseva Е.А. Comparative Analysis of Design Variants for Low Altitude Flight Parameters Measuring System //Proceedings of 17th Symposium IFAC in Automatic Control in Aerospace, -Tolouse, 2007. P. 445-449.

12. Румянцева E. А. Оценка гарантированной точности //Известия высших учебных заведений. Технические науки. -Поволжский регион, 2008, №2. С. 115122.

Формат 60x84 1\16 .Бумага офсетная. Печать офсетная. Тираж 100. экз. Заказ № 566

Редакционно-издательский центр ГУАП 190000, Санкт-Петербург, Б. Морская ул., 67

ВВЕДЕНИЕ.

1. СРАВНИТЕЛЬНЫЙ АНАЛИЗ ПРИНЦИПОВ ПОСТРОЕНИЯ

ДАТЧИКОВ ПАРАМЕТРОВ НИЗКОВЫСОТНОГО ПОЛЕТА.

1.1. Обзор датчиков информации о параметрах низковысотного полета.

1. 1.1. Аэрометрические датчики.

1.1.2. Гироскопические датчики.

1.1.3. Инерциальные датчики.

1.1.4. Радиотехнические датчики.

1.1.5. Альтернативные методы измерения.

1.2. Принципы построения и характеристики современных локационных высотомеров метровых высот.

1.2.1. Лазерные высотомеры.

1.2.2. Изотопные высотомеры.

1.2.3. Радиовысотомеры.

1.3. Требования к датчикам интегрированной системы измерения.

1.4. Сравнение свойств инерциальных и локационных датчиков.

1.5. Особенности применения интегрированной системы на современных гидросамолетах.

1. 6. Особенности применения интегрированной системы на современных экранопланах.

1.6.1. Достоинства использования и области применения экранопланов.

1.6.2. Новейшие разработки экранопланов.

1.6.3. Внедрение систем автоматического управления полетом экраноплана.

1.6.4. Условия обеспечения качества управления движением над взволнованной поверхностью.

1.7. Особенности расположения датчиков на ЛА.

2. РАЗРАБОТКА МАТЕМАТИЧЕСКИХ МОДЕЛЕЙ СИГНАЛОВ ДАТЧИКОВ ПАРАМЕТРОВ НИЗКОВЫСОТНОГО ПОЛЕТА.

2.1. Методы повышения точности измерений.

2.2. Анализ погрешности локационного высотомера.

2.3. Исследование моделей входных воздействий в канале инерциального датчика.

2.4. Временные и пространственные характеристики морского волнения.

2.5. Математическая модель погрешности датчиков при полете над морской поверхностью

2.6. Решение задачи расчета спектра погрешности высотомера при полете над взволнованной морской поверхностью.

2.7. Оценка точности интегрированной системы в установившемся режиме.

3. СИНТЕЗ РОБАСТНОГО ФИЛЬТРА ДЛЯ ЗАДАННОГО КЛАССА ХАРАКТЕРИСТИК ПОГРЕШНОСТЕЙ ДАТЧИКОВ.

3.1. Определение дисперсии ошибки локационного радиовысотомера.

3.2. Анализ погрешности инерциального датчика вертикального ускорения.

3.2.1. Уход нуля шкалы датчика.

3.2.2. Компенсация ускорения силы тяжести.

3.3. Анализ погрешности микромеханического акселерометра.

3.4. Синтез комплексированного измерителя высоты.

3.5. Определение дисперсии ошибки измерительной оптимальной системы.

3.6. Определение дисперсии ошибки измерительной робастной системы.

3.7. Оптимизация робастной системы.

4. СИНТЕЗ СИСТЕМЫ С РЕКОНФИГУРАЦИЕЙ СТРУКТУРЫ.

4.1. Общие принципы построения информационно-управляющих комплексов.

4.2. Самонастройка и автоматическое изменение структуры.

4.3. Совместная обработка сигналов однотипных датчиков.

4.4. Автоматическая перестройка фильтров.

4.5. Самонастройка в системе измерения параметров низковысотного полета при наличии трех пар датчиков.

4.6. Самонастройка системы при изменении параметров полета ЛА.

4.7. Структура системы измерения низковысотного полета.

4.8. Цифровая реализация алгоритмов обработки измерений.

4.9. Анализ дисперсии ошибок в каналах локационного и инерциального датчиков.

4.10. Обоснование выбора параметров цифровой обработки сигналов в каналах радиовысотомера и акселерометра.

5. ФОРМАЛИЗАЦИЯ ЗАДАЧИ И РЕЗУЛЬТАТЫ МАТЕМАТИЧЕСКОГО МОДЕЛИРОВАНИЯ ИНТЕГРИРОВАННОЙ СИСТЕМЫ ИЗМЕРЕНИЯ ПАРАМЕТРОВ ПОЛЕТА.

5.1. Результаты численной оптимизации.

5.2. Схемный синтез и математическое моделирование синтезированной системы.

5.3. Анализ дисперсии и среднеквадратической ошибки интегрированной измерительной системы.

Задачи сбора, обработки и анализа информации о параметрах полета летательного аппарата (ЛА) являются одними из важнейших для обеспечения безаварийного полета, повышения точности и надежности измерительной системы. Многообразие современных летательных аппаратов определяется конструктивными особенностями и областями их применения. Повышенные требования предъявляются к полету на низкой высоте. Актуальность задачи повышения точности навигации для обеспечения безаварийного и экономичного движения аппарата в диапазоне малых высот связана с совершенствованием неводоизмещающих морских аппаратов, к которым относятся суда на управляемых подводных крыльях, воздушной подушке и экранопланы, а также применением системы управления движением на гидросамолетах и экранопланах, осуществляющих полет на предельно малых высотах при решении определенных функциональных задач. Диапазон рассматриваемых малых высот может характеризоваться единицами метров. Конкретная высота движения выбирается и стабилизируется как минимально допустимая из условий достаточно малой вероятности столкновения с препятствиями с учетом характера неровности подстилающей поверхности, например, балльности и характеристик трехмерности морского волнения. Этапы взлета и посадки также характеризуются повышенными требованиями к точности измерения малой высоты и параметров неровностей.

Большинство публикаций по проблеме измерения параметров морских волн посвящено изучению вопросов, связанных с исследованием методов и средств определения интегральных характеристик волнения. Такие исследования наиболее эффективны при расположении аппаратуры на авиационных или космических носителях либо при визировании морской поверхности судовыми радиолокаторами под малыми углами. Все они предполагают фактически не отслеживание профиля волны, а оценку интегральных характеристик волнения по косвенным признакам. Кроме того, в ряде работ рассмотрены волнографы контактного типа, а также принципы построения океанографической аппаратуры для специальных научно-исследовательских судов, где датчики приспосабливают для работы в условиях дрейфующего судна. Очевидно, что все эти исследования не могут служить основой для создания аппаратуры измерения характеристик морских волн, пригодной для полета на предельно низких высотах. В настоящее время наиболее эффективным представляется вариант совместной обработки показаний неконтактных датчиков геометрической высоты и инерциальных датчиков вертикального ускорения. Важнейшими из достоинств этого метода являются его сравнительная простота и доступность средств измерения.

Цель диссертационной работы состоит в разработке и совершенствовании теоретических основ построения интегрированной системы датчиков высоты; исследовании точности измерения малых высот при полете над земной и морской поверхностью при совместной обработке показаний локационных и инерциальных датчиков.

Качество измерения параметров полета должно удовлетворять необходимым условиям реализации требуемых законов управления ЛА. При полете вблизи опорной поверхности первостепенное значение приобретают точность и надежность управления по высоте ¡1, углу крена у и углу тангажа и. Крейсерская высота движения должна превышать практически максимальную высоту возвышений подстилающей поверхности на величину, не меньшую практически максимальной погрешности стабилизации высоты самой нижней точки конструкции ЛА. Например, для экраноплана средних размеров погрешность измерения высоты должна находиться в пределах 0,1-0,2 отн.ед. при высотах полета от 0,5 до 5 м.

Задача технического диагностирования интегрированной системы, состоящей из двух или более разнотипных навигационных датчиков, является одной из важнейших при построении систем навигации и управления движущимися объектами. Совершенствование алгоритмов комплексирования наряду с улучшением характеристик первичных датчиков позволяет удовлетворить неуклонно возрастающим требованиям к точности и надежности навигационных измерений. А диагностирование системы и определение отказоустойчивости датчика позволяет повысить живучесть системы, что наиболее актуально при полете на низких высотах, когда превышение допустимой погрешности датчика может привести к аварийной ситуации из-за неправильного определения высоты. Это может быть столкновение с наземным объектом или волнами при полете над морской поверхностью. Для экранопланов столкновение с волнами при низкой балльности волнения не является критическим, но в случае гидросамолета, это может привести к разрушению конструкции или нарушению балансировки JTA. Разрабатываемая система должна не только устанавливать, что в системе есть неисправные датчики, но и определять какой именно датчик отказал и перестраиваться таким образом, чтобы исключить показания неисправного датчика. Задача синтеза интегрированной системы измерения параметров низковысотного полета по критериям точности и отказоустойчивости должна учитывать возможность отказов первичных датчиков. Любая структурная избыточность в измерительной системе, каждый дополнительный датчик расширяют возможности для повышения качества измерений.

Задача построения интегрированной измерительной системы сформулирована в рамках оптимального и робастного подходов к синтезу динамических фильтров. При этом из всего многообразия возможных форм задания непараметрических классов воздействий в соответствии с реально имеющейся априорной информацией используются ограничения дисперсий и среднеквадратических величин производных погрешностей датчика вертикального ускорения. Сформулирована необходимость расчета и анализа результатов спектра погрешности локационного высотомера при полете над взволнованным морем.

Основные положения работы докладывались на следующих научно-технических конференциях и семинарах:

-VII, VIII, IX Конференциях молодых ученых ФГУП ЦНИИ "Электроприбор", 2005, 2006, 2007 гг.;

-VIII, IX, X Научных сессиях ГУАП, 2005, 2006, 2007 гг.;

-XVI IFAC Congress - 26-ом Конгрессе Международной федерации аэрокосмического управления, Прага, 2005;

-4-ой международной Конференции «Авиация и космонавтика», Москва, 2005;

-17 Symposium IFAC in Automatic Control in Aerospace - 17-ом Симпозиуме по Автоматическому управлению в аэрокосмических системах Международной федерации аэрокосмического управления, Тулуза, Франция, 2007;

-XXXIV Всероссийской конференции «Управление движением морскими судами и специальными аппаратами», Институт проблем управления им. В. А. Трапезникова РАН, Москва, 2007 г.

Результаты работы опубликованы в 12 печатных научных трудах.

Основные положения, выносимые на защиту:

1. Возможности построения и особенности комплексирования датчиков параметров полета на низкой высоте с учетом современных тенденций их совершенствования.

2. Алгоритм расчета и результаты анализа спектра погрешности локационного высотомера при полете на малой высоте над взволнованным морем.

3. Методы синтеза интегрированной системы измерения параметров низковысотного полета с учетом возможности отказов первичных датчиков.

4. Оптимизация интегрированной системы измерения параметров низковысотного полета по критериям точности и отказоустойчивости.

Выводы по разделу 5:

1. Результаты математического моделирования согласуются с данными теоретических исследований по точности и динамике оцениваемых процессов и удовлетворяют поставленным требованиям. Комплексирование радиотехнических и инерциальных датчиков позволяет достичь точности измерения малых высот на уровне 5-30 отн.ед. при средней балльности волнения.

2. Изменение скоростного режима движения аппарата, балльность морского волнения и направление движения аппарата оказывают заметное влияние на значение результирующей ошибки.

3. Видно, что в диапазоне высот волн трехпроцентной обеспеченности, превышающей 3 м, система (как в случае оптимальной, так и в случае робастной фильтрации) дает довольно высокую ошибку измерений, что недопустимо по критериям безопасности. В данном случае единственным вариантом решения данной проблемы является ограничение или запрет полета в условиях повышенного морского волнения, поскольку это может привести к аварийной ситуации. В ином случае, найденные числовые значения ошибок, подтверждают выводы о возможности введения запрещенной области направлений движения.

4. Робастный подход дает более высокую оценку величин, чем в случае построения фильтра Винера при одинаковых условиях полета, однако оптимальный фильтр, синтезированный для номинальной модели, быстро теряет свойства при отклонениях от реальных характеристик. Данное сравнение подтверждает целесообразность использования робастной фильтрации при построении интегрированной системы измерения параметров низковысотного полета.

5. Наибольшая точность обеспечивается при наличии трех исправных датчиков на борту ЛА. Когда один датчик отказал, но отказ не обнаружен, полет является наиболее опасным и может привести к аварийной ситуации. В этом случае погрешность превышает максимально возможную, наблюдается довольно большой разброс параметров. В третьем случае, когда датчик отказал, отказ обнаружен и система реконфигурирована показания стабильны относительно истинных, но дают меньшую точность измерения, что свидетельствует о целесообразности использования трех пар датчиков в исследуемой системе.

ЗАКЛЮЧЕНИЕ

Выполнено исследование и общая классификация существующих методов измерения параметров полета ДА, разработаны алгоритмы автоматического обнаружения отказов датчиков, выделены основные проблемы и ограничения, характерные для задач обработки информации. Рассмотрены отличительные особенности построения интегрированных систем. Предусмотрена цифровая реализация интегрированной измерительной системы.

На основании проведенного анализа существующих методов измерения параметров полета, сделан обоснованный выбор функциональной и структурной схем измерительной системы. Выполнен широкий комплекс экспериментальных исследований измерения текущей высоты, определен оптимальный состав датчиков для измерения высоты на борту ЛА.

Проведен анализ спектра погрешности локационного высотомера при полете на малой высоте над взволнованным морем, исследованы основные вероятностные свойства и спектрально-корреляционные характеристики морского волнения, решена задача синтеза и оптимизации системы по критериям точности и отказоустойчивости. В ходе исследований получено, что самые низкочастотные спектральные составляющие волновой поверхности в движущейся системе координат имеют максимум при определенной скорости движения в зависимости от направления движения ЛА и параметров интенсивности волнения.

Разработан подход к синтезу интегрированной системы, который обеспечивает гарантирование приемлемого качества оценивания и управления в условиях неполной априорной информации о погрешностях датчиков и возмущениях с учетом всего многообразия режимов движения летательного аппарата. Использование новых возможностей совершенствования алгоритмов навигации и управления движением вблизи поверхности, создаваемых современными средствами информационного обеспечения и ресурсами бортовых вычислительных сетей, может существенно способствовать развитию и повышению функциональной эффективности экранопланов, гидросамолетов и других летательных аппаратов.

Решена задача оптимизации динамических характеристик фильтров, установлены критерии оценки точности, верхняя и нижняя границы невыхода параметров за допустимые пределы оптимальными фильтрами, что позволило значительно улучшить характеристики. Предложенная структурная избыточность обеспечивает повышение точности и надежности системы, а система обработки информации обеспечивает более быстрое обнаружение неисправностей и перестройку параметров.

Использование новых возможностей совершенствования алгоритмов навигации и управления движением вблизи поверхности, создаваемых современными средствами информационного обеспечения и ресурсами бортовых вычислительных сетей, может существенно способствовать развитию и повышению функциональной эффективности экранопланов, гидросамолетов и других летательных аппаратов.

Интегрированная измерительная система исследовалась в диссертационной работе экспериментальными, аналитическими и расчетно-экспериментальными методами. Полученные при этом результаты полностью согласуются между собой, хорошо сочетаются с предложенной обобщенной моделью системы и существенно дополняют известные к настоящему времени исследования в области измерения малых высот полета. Разработанная система удовлетворяет установленным требованиям к погрешности, ошибка измерения не превышает 0,3 отн.ед. При отказе одного или нескольких датчиков обеспечивается возможность реконфигурации без выхода системы за допустимые границы по точности измерения высоты. Решение задачи синтеза системы обеспечивает преимущество по точности определения высоты по сравнению с существующими измерительными системами.

1. Авиационная радионавигация: Справочник/под ред. A.A. Сосновского. -М.: Транспорт, 1990. -264 с.

2. Бабич O.A. Обработка информации в навигационных комплексах. -М.: Машиностроение, 1991. -512 с.

3. Белавин Н.И. Экранопланы. -Л.: Судостроение, 1977. -232 с.

4. Бесекерский В.А., Небылов A.B. Робастные системы автоматического управления. -М.: Наука, 1983. -240 с.

5. Бесекерский В.А., Попов Е.П. Теория систем автоматического регулирования. -М.: Наука, 1975. -342 с.

6. Боднер В.А. Приборы первичной информации. -М.: Машиностроение, 1981. -344 с.

7. Бородай И.К., Нецветаев Ю.А. Качка судов на морском волнении. -Л.: Судостроение, 1969. 432 с.

8. Ван Трис Г. Теория обнаружения, оценок и модуляции. Пер. с англ./под ред. Проф. В .И. Тихонова. -М.: Сов. радио, 1972. -354 с.

9. Ветер, волны и морские порты/Под ред. Ю.М. Крылова. -Л.: Гидрометеоиздат, 1986. -264 с.

10. Гильбо Е.П., Челпанов И.Б. Обработка сигналов на основе упорядоченного выбора. -М.: Советское радио, 1976. -296 с.

11. Греков А.И., Румянцева Е.А. Методы анализа отказоустойчивости интегрированной системы измерения параметров полетаЛХ Научная сессия ГУАП, СПб.: ГУАП, 2006. С. 24-26.

12. Давидан И.Н., Лопатухин Л.И., Рожков В.А. Ветровое волнение в мировом океане. -Л.: Гидрометеоиздат, 1985. -256 с.

13. Диомидов В.Б. Автоматическое управление движением экранопланов. -СПб.: ГНЦ РФ ЦНИИ "Электроприбор", 1996. -204 с.

14. Дмитриев С.П. Инерциальные методы в инженерной геодезии. -СПб.: ГНЦ РФ ЦНИИ "Электроприбор", 1997. -209 с.

15. Дмитриев С.П., Литвиненко Ю.А. Гарантирующая настройка фильтра Калмана при неопределенности параметров модели погрешности навигационных систем//Науч.-техн. журн. «Гироскопия и навигация». СПб.: ГНЦ РФ ЦНИИ "Электроприбор", 2005. № 1. С. 57-68.

16. Жуковский А.П., Оноприенко Е.И., Чижов В.И. Теоретические основы радиовысотометрии. -М.: Советское радио, 1979. -320 с.

17. Желудев А.М., Небылов A.B., Соколов Н.Е. Методы и средства оптимизации движения над неровной опорной поверхностью//Тез. докл. межд. науч.-техн. конф. "Экраноплан-96". Казань, 1996. С. 119-122.

18. Загородников A.A. Радиолокационная съемка морского волнения с летательных аппаратов. -Л.: Гидрометеоиздат, 1978. -239 с.

19. Иванов Ю.П., Синяков А.Н., Филатов И.В. Комплексирование информационно-измерительных устройств летательных аппаратов. -Л.: Машиностроение, 1984. -207 с.

20. Иконников В.В., Маскалик А.И. Особенности проектирования и конструкции СПК. -Л.: Судостроение, 1987. -318 с.

21. Интегрированные инерциально-спутниковые системы навигации. Сборник статей и докладов/под ред. O.A. Степанова. -СПб.: ФГУП РФ ЦНИИ «Электроприбор», 2004. -387 с.

22. Ишлинский А.Ю., Борзов В.И., Степаненко Н.П. Лекции по теории гироскопов. -М.: МГУ, 1983. -248 с.

23. Кассам С.А., Пур Г.В. Робастные методы обработки сигналов: Обзор//ИИЭР. 1985. Т. 73. №3. С. 54-100.

24. Катханов М.Н. Теория судовых автоматических систем. -JL: Судостроение, 1985.-374 с.

25. Короткин И.М. Авария судов на воздушной подушке и подводных крыльях. -Д.: Судостроение, 1981. -216 с.

26. Кравчук C.B., Маскалик А.И., Привалов А.И. Летящий над волнами//Аэрохоббии. -Киев, 1992. №2. С. 2-10.

27. Креславский Д.Г., Лопарев A.B., Науменко М.В. Синтез алгоритмов управления движением над волновой поверхностью//Сб. тр. совета по управлению движением кораблей и специальных аппаратов/ИПУ РАН, 1996. Вып. 23. С. 21-23.

28. Ландау Б.Е. Современные тенденции развития чувствительных элементов инерциальных навигационных систем//Гироскопия и навигация. СПб.: ФГУП РФ ЦНИИ «Электроприбор», 1999. №3. С. 107-117.

29. Левицкий В.Н., Павлов O.A. Датчики внутренней информации робототехнических систем. Учебное пособие. -Л.: ЛИАП, 1990. -48 с.

30. Лихолетов И.И., Мацкевич И.П. Руководство к решению задач по высшей математике, теории вероятностей и математической статистике. 3-е изд., стереотип. -Минск: Высшая школа, 1976. -456 с.

31. Лопарев A.B., Соколов Н.Е. Особенности управления экранопланом при взлете и посадке ВКС//Тез. докл. науч.-техн. конф. "Гагаринские чтения". -М.: МАИ, 1997. -243 с.

32. Лукомский Ю.А., Корчанов В.М. Управление морскими подвижными объектами. -СПб.: Элмор, 1996. -320с.

33. Макливи Р. Суда на подводных крыльях и воздушной подушке: Пер. с англ. -Л.: Судостроение, 1981. -208 с. Оригинал: McLeavy R. Hovercart and Hydrofoils. Blandford Press Ltd. 1976.

34. Микропроцессорные системы автоматического управления/Под ред. В.А.

35. Бесекерского. -Л.: Машиностроение, 1988. -365 с.

36. Небылов A.B. Гарантирование точности управления. -М.: Наука, 1998. -304 с.

37. Небылов A.B. Измерение параметров полета вблизи морской поверхности. -СПб.: ГААП, 1994. -307 с.

38. Небылов A.B., Майоров Д.А. Робастная линейная фильтрация сигналов с известными числовыми характеристиками производных отдельных аддитивных составляющих. -Л.: Изв. ВУЗов. Приборостроение №8, 1993. С. 46-53.

39. Небылов A.B. Новые методы и средства контроля движения вблизи морской поверхности/ЯУ Международная конференция по интегрированным навигационным системам: Сб. докл./Научный совет РАН по проблемам управления движением и навигации. -Л.:, 1997. С. 207-212.

40. Небылов A.B., Румянцева Е.А. Исследование интегрированного измерителя высоты полета над взволнованной морской поверхностью/VIII Научная сессия ГУАП, -СПб.: ГУАП, 2005. С. 24-30.

41. Некоторые особенности работы радиовысотомеров на сверхмалых высотах над морем./А.Б. Бабаев, В.Н. Парфентьев, Ю.А. Петров, В.П. Прахов/Труды МЭИ, вып. 193. -Л.: МЭИ, 1974. С. 149-152.

42. Оводенко A.A., Шепета А.П. Проектирование робастных локационных устройств систем управления: Учеб. пособие/Под ред. В.А. Бесекерского. -Л.: ЛИАП, 1983. -87 с.

43. Пешехонов В.Г., Ландау Б.Е. Бескарданная система определения ориентации низкоорбитальных космических аппаратов на электростатических гироскопах/XXV Конференция памяти Н.Н.Острякова, -СПб.: МАИ, 2006. С. 87-92.

44. Пешехонов В.Г. Современная автономная навигация. Проблемы и перспективы//Механика и навигация. Материалы научной сессии, посвященной 85-летию академика РАН А.Ю. Ишлинского. -СПб.: ГНЦ РФ ЦНИИ «Электроприбор», 1999. С. 13-22.

45. Плисов Н.Б., Рождественский К.В., Трешков В.К. Аэрогидродинамика судов с динамическими принципами поддержания. -Л.: Судостроение, 1991, -248 с.

46. Радиоавтоматика/под ред. В.А. Бесекерского, A.A. Елисеева, A.B. Небылова и др. -М.: Высшая школа, 1985. -271 с.

47. Ривкин С.С. Метод оптимальной фильтрации Калмана и его применение в инерциальных навигационных системах. Часть 2: Использование фильтров Калмана в инерциальных навигационных системах. -Л.: Судостроение, 1974. -156 с.

48. Румянцева Е.А., Греков А.И. Исследование интегрированной системы измерения низковысотного полета при наиболее неблагоприятных свойствах воздействий/IX Научная сессия, -СПб.: ГУАП, 2006. С. 72-74.

49. Румянцева Е.А., Лопарев A.B. Синтез интегрированного измерителя малых высот для морских объектов//Материалы VII Конференции молодых ученых «Навигация и управление движением» под редакцией академика РАН В.Г. Пешехонова, -СПб.:, 2006, с. 87-93.

50. Румянцева Е. А. Оценка гарантированной точности//Известия высшихучебных заведений. Поволжский регион. Технические науки. 2008. - №2 -С. 115122.

51. Румянцева Е.А. Разработка и исследование вариантов построения интегрированной системы измерения параметров полета на малой высоте/Х Научная сессия ГУАП, -СПб.: ГУАП, 2007. С. 47-52.

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

53. Соколов В.В. Новое поколение крылатых судов. -JI.: Судостроение. 1991. №1. С. 3-7.

54. Степанов O.A. Применение теории нелинейной фильтрации в задачах обработки навигационной информации. -СПб.: ГНЦ РФ ЦНИИ "Электроприбор", 1998. -370 с.

55. Теоретические основы и методы расчета ветрового волнения/Под ред. И.Н. Давидана. -Л.: Гидрометеоиздат, 1988. -263 с.

56. Тихонов В.И. Статистическая радиотехника. 2-е изд., перераб. и доп. -М.: Радио и связь, 1982. -624 с.

57. Тупысев В.А. Гарантированное оценивание состояния динамических систем в условиях неопределенности описания возмущений и ошибок измерений. Науч,-техн. журн. «Гироскопия и навигация». -СПб.: ГНЦ РФ ЦНИИ «Электроприбор», № 2, 2005. С. 47-52.

58. Уилкс С. Математическая статистика: Пер. с англ./Под ред. Ю.В. Линника. -М.: Наука, 1967. -632 с.

59. Управление морскими подвижными объектами/под ред. Д.М. Лернер, Ю.А. Лукомский, В.А. Михайлов и др. -Л.: Судостроение, 1979. -271 с.

60. Устройство измерения разности фаз (варианты)/Небылов A.B., Ванаев А.П. Пат. № 2109309. Государственный реестр изобретений РФ. 20 апреля 1998г. 6 с.

61. Устройство измерения параметров волнения / Чернявец В.В., Ванаев А.П., Небылов A.B. Пат. №2137153. Государственный реестр изобретений РФ. 10 сентября 1999г. 8 с.

62. Фомин В.Н. Операторные методы теории линейной фильтрации случайных процессов, -СПб.:, 1996. -288 с.

63. Челпанов И.Б., Несенюк Л.П., Брагинский М.В. Расчет характеристик навигационных гироприборов. -Л.: Судостроение, 1978. -264 с.

64. Челпанов И.Б. Оптимальная обработка сигналов в навигационных системах. -М.: Наука, 1967. -392 с.

65. Чигин Г.П., Силаев А.И. Синтез алгоритмов оценивания параметров вертикального движения летательного аппарата//Изв. АН СССР. Техническая кибернетика. 1982. № 1. С. 177-188.

66. Ярлыков М.С. Статистическая теория радионавигации. -М.: Радио и связь, 1985.-343 с.

67. Amyot J.R., ed. Hovercraft technology, economics and applications. -Elsevier Science Publ. B.V., 1989. -770 p.

68. Chaplin J.B. Amphibions surface effect vehicle technology past, present and future//AIAA pap. 1974. Nr 313. P. 534-542.

69. Galington R.W. and others. Recent advances in wing-in-ground effect technology//AIAA. SNAME Advanced Marine Vehicles Conference, , -Arlington, Virginia, 1976. P. 870-874.

70. Geromel J. C. Optimal linear filtering under parameter uncertainty/ЛЕЕЕ Trans. Signal Proc. 1999. -V. 47(1). -P. 168-175.

71. Grimble M.J., Elsayed A. Solution of the Hoo optimal linear filtering problem for discrete-time systems/ЛЕЕЕ Trans. Acoustics, Speech, Signal Proc. 1990. -V. 38. P. 1092-1104.

72. Li H., Fu M. A linear matrix inequality approach to robust Hoo filtering//IEEE Trans. Signal Proc.1997. -V. 45. P. 2338-2350.

73. Matsubara T. and others. Development of wing-in-ground effect craft "Marine Slider" for high-speed boating and gliding for sports and pleasures//Technical Rewiev. -Mitsubishi Heavy Industries, Ltd., 1991. June. -Vol. 28. Nr 2. P. 346-348.

74. Nagpal K.M., Khargonekar P.P. Filtering and smoothing in an Hoo setting/ЯЕЕЕ Trans. Automat. Control. 1991. -V. AC-36. P. 152-166.

75. Nebylov A.V. Controlled Flight Close to Rough Sea Strategies and Means//XV IFAC World Congress. -Barcelona, 2002. P. 385-395.

76. Nebylov, A.V. and P. Wilson (2002). Ekranoplane Controlled Flight close to Surface. Monograph. -WIT-Press, UK. -320 pp.+CD.

77. Nebylov A.V., Danilov S.N., Nebylov V.A., Rumyantseva E.A. Wing-In-Ground Flight Automatic Control System// Proceedings of XVI IFAC Congress, Prague, 2005. P. 247-252.

78. Nebylov A.V., Rumyantseva E.A. Accuracy and reliability insuring for low altitude flight integrated measurement system//4-a>i международная Конференция «Авиация и космонавтика», -М.: МАИ, 2005. С. 113-115.

79. Nebylov A.V., Rumyantseva E.A. Comparative Analysis of Design Variants for Low Altitude Flight Parameters Measuring System//17 Symposium IFAC in Automatic Control in Aerospace, -Tolouse, 2007. P. 445-449.

80. Papadeles B.S., Taylor D.W. A rewiev of sea loiter aircraft technology//AIAA. SNAME Advanced Marine Vehicles Conference, -Arlington, Virginia, 1976, pp. 7687.

81. Peshekhonov V.G. In: Gyroscopy and navigation on the beginning of XXI century. Gyroscopy and navigation, #4, 2003. p. 5-18 (in Russian).

82. Report of the high-speed marine vehicle committee//Proceeding of the 18 International Towing Tank Conference (ITTC). Japan, 1987. -Vol.l. P.275-334.

83. Shaked U., С. E. de Souza Robust minimum variance filtering/ЯЕЕЕ Trans. Signal Proc. 1995. -V. 43(11). P. 2474-2483.

84. Theodor Y., Shaked U., С. E. de Souza A game theory approach to robust discrete-time Hco-estimation/ЯЕЕЕ Trans. Signal Processing. 1994. -V. 42. P. 1486-1495.

85. Trillo R.L., ed. Jane's high-speed marine craft and air cushion vehicles. Jane's Publishing Co.Ltd., 1988, P. 557-563.

86. Volkov L.D., Ponomarev A.V. Research work and design studies performed in the USSR for the development of WIG crafts//Intersociety high performance marine vehicles conference/AIAA. -Arlington, 1992, P. 234-243.