s
Sesiya.ru

Создание ИИС для МАР в двух вариантах исполнения

Информация о работе

Тема
Создание ИИС для МАР в двух вариантах исполнения
Тип Дипломная работа
Предмет Транспорт
Количество страниц 86
Язык работы Русский язык
Дата загрузки 2014-10-05 15:30:04
Размер файла 467.8 кб
Количество скачиваний 30
Скидка 15%

Поможем подготовить работу любой сложности

Заполнение заявки не обязывает Вас к заказу


Скачать файл с работой

Помогла работа? Поделись ссылкой

СОДЕРЖАНИЕ

Нормативные ссылки 5
Ообозначения и сокращения 6
Введение 8
1 Требования к информационно-измерительной системе 10
1.1 Объем функциональных задач информационно-измерительной системы 10
1.2 Требования к точности информационно-измерительной системы 11
1.3 Требования к основным компонентам информационно-измерительной системы 12
1.3.1 Программное обеспечение информационно-измерительной системы 12
1.3.2 Средства отработки информационно-измерительной системы 14
1.3.3 Конструкторско-технологические решения по созданию ИИС 14
1.4 Функциональный состав ИСУ 14
1.4.1 Характеристики БЦВМ 16
1.4.2 Характеристики БЧЭ 16
1.4.3 Объем информации, формируемой информационной системы 18
2 Алгоритмическое обеспечение информационной системы 20
2.1 Алгоритмы БИНС 20
2.1.1 Структура и назначение составных частей БИНС 20
2.1.2 Погрешности БИНС 21
2.1.3 Математическая модель погрешностей БЧЭ 22
2.1.4 Модель Земли 23
2.1.5 Системы координат 24
2.1.6 Уравнения инерциальной навигации 25
2.1.7 Реализация навигационных алгоритмов в БЦВМ 27
2.2 Алгоритм начальной выставки 35
2.2.1 Требования к начальной выставке, состав и свойства информации для осуществления начальной выставки 35
2.2.2 Алгоритмы взаимодействия с АПП 36
2.2.3 Алгоритм начальной выставки 38
2.2.4 Вычислительный алгоритм начальной выставки для МАР 44
3 Оценка технических характеристик ИИС 45
3.1 Цифровой комплекс математический 45
3.1.1 ЦКМ для оценки функционирования информационно-измерительной системы 45
3.1.2 ЦКМ для оценки точности информационно-измерительной системы 46
3.2 Информационно-измерительная система в режиме начальной выставки 48
3.3 Информационно-измерительная система в режиме автономной работы 53
3.3.1 Перечень источников погрешностей автономной работы БИНС 53
3.3.2 Предварительная оценка основных источников ошибок БИНС. 53
3.3.3 Оценка погрешностей БИНС по траекториям 54
3.3.4 Статистическая оценка погрешностей БИНС по траекториям 57
3.3.5 Оценка возможности обеспечения заданных точностей инерциального наведения 59
3.3.6 Оценка возможности обеспечения точности наведения при отказе АСН на траектории 60
4 Организационно-экономическая часть 62
4.1 Характеристика программного продукта 62
4.2 Определение затрат труда на разработку программного продукта 63
4.2.1 Определение условного количества операторов программы и ее трудоемкости 63
4.2.2 Определение численности исполнителей 67
4.2.3 Расчет затрат на разработку 69
4.2.4 Экономический эффект от реализации и внедрения программного продукта 73
4.2.5 Краткий вывод о необходимости разработки 74
5 Безопасность и экологичность проектных решений 76
5.1 Заземление и образование контуров 76
5.2 Помеха общего вида 77
5.3 Применение герметичных оптронов 79
5.4 Использование герметичных оптронов в цифровых схемах 81
5.5 Обеспечение гальванической развязки 84
Заключение 86
Список использованных источников 87
Приложение А Распечатка слайдов презентации 88
Приложение Б Листинги программ 101



НОРМАТИВНЫЕ ССЫЛКИ

В настоящей дипломной работе использованы ссылки на следующие стандарты:
ГОСТ 7.32–2001 Межгосударственный стандарт. Система стандартов по информации, библиотечному и издательскому делу. ОТЧЕТ О НАУЧНО-ИССЛЕДОВАТЕЛЬСКОЙ РАБОТЕ. Структура и правила оформления.
ГОСТ 7.1–2003 Система стандартов по информации, библиотечному и издательскому делу. БИБЛИОГРАФИЧЕСКАЯ ЗАПИСЬ. БИБЛИОГРАФИЧЕСКОЕ ОПИСАНИЕ. Общие требования и правила составления.

ОБОЗНАЧЕНИЯ И СОКРАЩЕНИЯ

ИСУ — инерциальная система управления
МАР — летательный аппарат
ИИС — информационно-измерительная система
АСП — авиационное средство поражения
ВТГ — волновой твердотельный гироскоп
МЭМС — микроэлектромеханические системы
БЧЭ — блок чувствительных элементов
АСН — аппаратура спутниковой навигации
БЦВМ — бортовая цифровая вычислительная машина
СПО — специальное программное обеспечение
ЦКМ — цифровой комплекс математический
ДУС — датчик угловой скорости
АНВ — алгоритм начальной выставки
ДПИ — датчик первичной информации
ТЗ — техническое задание
ТТ — техническое требование
СКН — система конечного наведения
БРЭО — бортовое радиоэлектронное оборудование
ТМС — телеметрическая станция
ТИ — точка интереса
АПП — аппаратура подготовки к пуску
ИТП — имитация тактического пуска
РКД — рабочая конструкторская документация
СК — система координат
ПИВ — протокол информационного взаимодействия
НЗСК — нормальная земная система координат
АОПИ — алгоритм обработки первичной информации
МУС — метод углового согласования
МВС — метод векторного согласования

ВВЕДЕНИЕ

В состав перспективных беспилотных летательных аппаратов входит система управления (ИСУ), которая должна обеспечивать управление движением малогабаритной авиационной ракеты (МАР). Для функционирования системы управления (СУ) необходимо ее непрерывное обеспечение достоверной навигационной информацией. Указанная задача решается применением в составе системы управления информационно-измерительных систем (ИИС). ИИС должна обеспечивать расчет навигационной информации с заданными характеристиками в определенных условиях функционирования авиационного средства поражения (АСП).
Целью выполнения дипломной работы является создание ИИС для МАР в двух вариантах исполнения при условии идентичности предъявляемых требований к обоим вариантам:
 на основе перспективных датчиков нового поколения — волновых твердотельных гироскопов (ВТГ);
 на основе микроэлектромеханических систем (МЭМС).
Для разработки алгоритмического обеспечения ИИС должны быть последовательно решены задачи:
 анализ тактико-технических требований к алгоритмическому обеспечению;
 анализ источников и приемников информации для информационной системы;
 анализ объема требуемой информации от информационной системы;
 определение структуры и логики функционирования информационной системы;
 разработка алгоритмов информационной системы;
 отработка алгоритмического обеспечения на ЦКМ;
 оценка выполнения тактико-технических требований информационной системой (оценка точности малогабаритной инерциальной системы).
ИИС строится на базе инерциальных навигационных систем, выполненных по бесплатформенной схеме БИНС. В дальнейшем рассмотрении под БИНС будем понимать автономную инерциальную систему, счисляющую навигационные данные путем интегрирования измерений инерциальных датчиков (датчиков угловой скорости (ДУС), акселерометров). БИНС реализует алгоритмы приема и преобразования показаний БЧЭ, алгоритмы начальной выставки (АНВ), алгоритмы инерциальной навигации, алгоритмы подготовки информации для соответствующих потребителей.
Работа автономной инерциальной системы изначально создает предпосылки для возникновения погрешностей навигации вследствие ошибок датчиков первичной информации (ДПИ), ошибок начальной выставки и особенностей алгоритмов вычисления навигационных параметров.
Актуальной задачей является проведение оценки инерциальной системы для обоих вариантов исполнения малогабаритной АСП по критерию соответствия точностным характеристикам, заложенным в техническом задании (ТЗ) на ИСУ.

1 ТРЕБОВАНИЯ К ИНФОРМАЦИОННО-ИЗМЕРИТЕЛЬНОЙ СИСТЕМЕ

Анализ функциональных требований ТЗ [9] на ИСУ совместно с анализом условий применения МАР определяет идеологию и логику функционирования ИИС, ее состав и технические характеристики. Условия применения обозначены в Технических требованиях (ТТ) на ИСУ МАР [10].
ИСУ перспективных образцов управляемых АСП предназначена для решения основных информационных задач МАР:
 счисление навигационной информации;
 информационное взаимодействие с АСН [2];
 вывод в заданный район начала работы системы конечного наведения (СКН).
Для формирования навигационных данных о текущем пространственно-временном положении МАР служит ИИС в составе ИСУ. ИИС строится на базе автономного средства навигации — инерциальной навигационной системы (БИНС). Инерциальные методы основываются на известной из механики связи между линейными ускорениями, скоростями (линейными и угловыми) и координатами (линейными и угловыми) движущегося тела. Инерциальная система интегрирует навигационные уравнения от момента включения, используя данные от бортового радиоэлектронного оборудования (БРЭО) носителя в качестве начального значения.

1.1 Объем функциональных задач информационно-измерительной системы

ИИС должна обеспечивать:
а) прием от БРЭО носителя полетного задания и всей необходимой информации для обеспечения начальной подготовки;
б) начальную выставку по навигационной информации, получаемой от БРЭО носителя, взаимодействие с носителем в дежурном режиме;
в) формирование и выдачу в БРЭО носителя состояния готовности МАР к пуску;
г) навигацию в автономном полете МАР;
д) формирование и выдачу информации для комплексирования с АСН;
е) формирование и выдачу параметров ориентации для стабилизации относительно центра масс;
ж) формирование и выдачу информации в СУ;
з) формирование и выдачу информации для СКН.
и) выдачу на ТМС информации в объеме, достаточном для контроля функционирования входящих в состав ИСУ систем и алгоритмов во всех режимах работы.
В дипломной работе при отсутствии протоколов взаимодействия с источниками и приемниками информации решены основные принципиальные вопросы разработки инерциальной системы. К числу таких вопросов относятся:
 анализ требований точности ИСУ, определение требований к ДПИ;
 определение структуры и логики функционирования измерительной системы в составе ИСУ, синтез алгоритмов инерциальной системы;
 анализ источников информации, анализ объема требуемой от ИИС информации;
 определение основных принципов взаимодействия с потребителями и источниками информации;
 синхронизация информации от различных источников.

1.2 Требования к точности информационно-измерительной системы

ТЗ на МАР накладывает количественные требования на точность навигации ИСУ при полете по заданному маршруту.
ТЗ регламентирует точность наведения МАР в заданную точку с погрешностью 3  30 м в горизонтальных каналах и  50 м в вертикальном канале. Очевидно, что требуемая точность может быть обеспечена в случае наличия достоверных измерений АСН на всей траектории полета (при решении проблем помехозащищенности данной аппаратуры).
Без использования информации АСН для типовых сценариев применения АСП погрешность счисления координат ИСУ за 100 с автономного полета не должна превышать:
 в каждом из горизонтальных каналов — 300 м (3);
 в вертикальном канале — 300 м (3).
Требования к инерциальной навигации сформулированы с учетом погрешностей НВ. Точность НВ обеспечивается при наличии необходимого качества информации носителя реализацией оптимального взаимодействия и ограничениями на движение.
Требования к инерциальной навигации сформулированы без учета величины неопределенности задания начального положения от носителя и без учета ошибок информации носителя.
Однако в величину промаха (отклонения от зоны поиска СКН) погрешности информации носителя могут внести решающий вклад. Ошибки ведущей ИНС по местоположению и скорости пуска не могут быть идентифицированы собственными средствами БИНС и войдут в навигационные решения как ошибки начальных условий. Списать погрешности БИНС по начальным условиям можно только при наличии достоверных данных АСН.
Качество выполнения целевой задачи (вывод МАР в зону поиска СКН) также определяется качеством данных целеуказания (ЦУ) об относительном местоположении МАР и заданной точки интереса (ТИ). ИИС не может идентифицировать или уменьшить значения погрешностей расчета и передачи из аппаратур подготовки к пуску (АПП) информации по указанию цели.

1.3 Требования к основным компонентам информационно-измерительной системы

Применение инерциальных систем наведения в комплексах вооружения предъявляет высокие требования к точности навигационного обеспечения и времени готовности к выполнению боевой задачи. Погрешности, вносимые бортовой навигационной аппаратурой, и время готовности БИНС непосредственно влияют на качество выполнения целевой задачи.
Требования к ИИС перспективных малогабаритных АСП и их основным компонентам определены с учетом требований смежных организаций-разработчиков, с учетом текущих достижений ОАО «Темп-Авиа».
Требования выставлены также к спектру задач, связанных с проверкой и подтверждением основных решений и подходов, закладываемых в разрабатываемые ИСУ.

1.3.1 Программное обеспечение информационно-измерительной системы

Для оснащения ИИС должно быть модернизировано существующее на предприятии ОАО «Темп-Авиа» (и при необходимости разработано новое) СПО. В разработках ОАО «Темп-Авиа» для обеспечения решения поставленных задач реализуются следующие группы бортовых программ:
 алгоритм подготовки информации для начальной выставки (АПНВ) — модуль, организующий взаимодействие с АПП носителя, прием полетного задания (ПЗ), подготовку информации для НВ;
 модуль алгоритма начальной выставки;
 алгоритмы ориентации ин навигации (АОН) — модуль, реализующий алгоритмы ориентации и навигации БИНС;
 модули алгоритмов подготовки информации корректоров БИНС в режиме автономного полета;
 модули алгоритмов комплексирования навигационной информации БИНС по информации корректоров БИНС.
АОН БИНС обеспечивают непрерывное счисление с заданной частотой навигационных данных в режиме НВ и автономной работы [3].
Алгоритм взаимодействия с носителем принимает данные АПП, проводит первичный контроль и синхронизацию данных, формирует признак для подключения АНВ и передает ему необходимую информацию. АНВ рассчитывает корректирующие поправки к измерениям БИНС.
Алгоритм подготовки информации корректоров БИНС в режиме автономной работы принимает данные внешних измерительных систем и преобразует их для применения в составе алгоритмов комплексирования (экстраполирует на текущий момент времени, компенсирует «вредные» составляющие, преобразует в заданные системы координат). Алгоритмы комплексирования формируют корректированные навигационные параметры.
Алгоритмы системы управления траекторным движением принимают инерциальные навигационные параметры АОН БИНС или корректированные навигационные параметры алгоритма комплексирования в зависимости от логики применения. Логика применения СПО МАР определяется наличием или отсутствием измерений АСН.
Модернизация математического и программного обеспечения ИИС должна быть проведена на основе результатов ранее выполненных теоретических и экспериментальных работ с учетом временной специфики применения МАР:
 время начальной подготовки не должно превышать 60 с от момента подачи питания;
 время непрерывной работы ИСУ после завершения начальной подготовки до перехода в режим автономной работы (дежурный режим) должно составлять 30 мин;
 время автономного полета МАР не превышает 140 с.
Время начальной подготовки включает в себя:
 проведение тестов контроля ИСУ и оценку исправности всех составных частей (в соответствии с частными протоколами взаимодействия);
 проведение НВ в объеме, необходимом для перехода ИСУ в режим автономной работы;
 прием ПЗ для ИСУ и смежных подсистем МАР.

1.3.2 Средства отработки информационно-измерительной системы

Для проверки базовых решений по составу и качеству ИИС должна быть проведена отработка функционирования программного обеспечения (ПО) ИИС.
Отработка СПО должна быть проведена с использованием средств ЦКМ, позволяющих воспроизводить необходимые условия испытаний, проводить измерения и оценку соответствия заданным требованиям. Средства ЦКМ должны обеспечивать проведение оценок СПО как ИИС в целом, так и ее основных функциональных узлов во всех условиях функционирования МАР.
Технология отработки СПО требует разделения ЦКМ по функциональным задачам для полноты исследования и удобства применения. Одна версия моделирующих программ должна проводить адекватное моделирование условий, в которых проводится процесс совместного полета на типовых движениях носителя и режим имитации тактического пуска (ИТП). Вторая версия моделирующих программ, разработанная для исследования точностных характеристик инерциальной системы, обеспечивает полет по типовым траекториям. На каждой типовой траектории моделируются источники погрешностей БИНС отдельно и независимо друг от друга или совместно.

1.3.3 Конструкторско-технологические решения по созданию ИИС

ИИС для МАР должна быть создана в двух вариантах исполнения при условии идентичности предъявляемых требований к обоим вариантам:
 на основе ВТГ и акселерометров АТ1104-50 (разработки ОАО АНПП «Темп-Авиа»);
 на основе МЭМС типа STIM300 (производитель — Sensonor, Норвегия).
Отработка экспериментальных образцов БЧЭ малогабаритной АСП должна производиться на технологических стендах и аппаратно-программных моделирующих комплексах с целью подтверждения (оценки) технических и эксплуатационных характеристик.
Эффективность предложенных технологических решений (выполнение основных тактико-технических требований) должна быть подтверждена автономными лабораторно-стендовыми испытаниями и испытаниями в составе экспериментальных образцов перспективных малогабаритных АСП.

1.4 Функциональный состав ИСУ

ИСУ выполнены в виде моноблока с интегрированной АСН объемом не более 4 дм3 (при диаметре ракеты не более 200 мм), помехозащищенностью не менее 90 дБ и точностью наведения в заданную точку СКО не более 5..7 м.
Конструктивные варианты ИСУ определены ТТ, предъявляемыми разработчиками экспериментальных образцов перспективных малогабаритных АСП - ОАО «ГНПП «Регион» и ОАО «Корпорация «ТРВ».
Функционально ИСУ управляемых АСП состоит из следующих систем:
 БУН — блока управления и навигации;
 БЧЭ — блока чувствительных элементов;
 АСН — аппаратуры потребителей сигналов спутниковых навигационных систем повышенной помехозащищенности.
БУН организует информационное взаимодействие составных частей ИСУ между собой, информационный обмен с источниками информации. Источниками информации для ИСУ являются БЧЭ, АСН, АПП носителя (в процессе начальной подготовки). Взаимодействие с источниками и приемниками информации определяется протоколами взаимодействия с соответствующими системами и устройствами.
Обязательными элементами конструкции ИСУ в инерциальном режиме применения являются:
 БЧЭ, в котором размещены чувствительные элементы ДУС и акселерометры;
 БЦВМ, в котором реализуется специальное программное обеспечение МАР.
Для достижения высокой эффективности применения оружия инерциальный метод навигации дополняется комплексированием с другим источником навигационных данных (аппаратурой потребителей сигналов АСН). Процесс коррекции инерциального решения БИНС обеспечивается путем последовательного решения следующих задач:
 синхронизация данных БИНС и АСН;
 оценка достоверности данных АСН;
 комплексирование навигационных данных БИНС и АСН.
Комплексирование информации БИНС и АСН осуществляется с использованием фильтра Калмана. Дискретный фильтр Калмана производит оценивание нарастающих ошибок БИНС в присутствии измерительного шума АСН и позволяет осуществлять пролонгацию корректированной навигационной информации БИНС на интервалах отсутствия измерений АСН [5]. Помимо задач коррекции комплексирование с АСН может обеспечивать получение достоверных оценок инструментальных погрешностей БИНС при наличии измерений АСН. Решение указанных задач может быть обеспечено исключительно в условиях выдачи АСН достоверных навигационных измерений.
Вероятным сценарием может быть отсутствие информации АСН на всей траектории полета (вследствие вывода из строя всей орбитальной группировки), либо отказ АСН на траектории вследствие радиоэлектронного противодействия. Для инерциальной системы МАР важна продолжительность потери слежения за навигационными спутниками: время получения первого отсчета и последнего отсчета. Время получения первого отсчета окажет влияние на точность выдерживания траекторного движения МАР из-за ошибок инерциальной системы за указанное время. Время получения последнего отсчета будет определять качество выполнения целевой задачи ИСУ.

1.4.1 Характеристики БЦВМ

Алгоритмическое обеспечение МАР реализуется в БЦВМ, которая обеспечивает работу в реальном времени (все вычисления и информационные обмены привязаны к частоте БЦВМ), при этом она должна надежно и устойчиво функционировать в неблагоприятных условиях:
 в широком диапазоне температур окружающей среды;
 в условиях внешних механических воздействий и электромагнитных излучений.
В качестве БЦВМ будет использоваться вычислитель с ядром Tiger Sharc или два вычислителя с ядром Cortex-M4F.
При использовании вычислителя с ядром Cortex-M4F БУН будет разделен на блок управления (БУ) и блок навигации (БН). БН будет реализовывать программное обеспечение информационной системы, БУ — программное обеспечение СУ. В этом случае БУН должен организовать информационное взаимодействие между БУ и БН на уровне обмена навигационными параметрами.

1.4.2 Характеристики БЧЭ

БЧЭ состоит из блоков ДУС и акселерометров на общем основании. Блок акселерометров обеспечивает измерение и выдачу в цифровом виде кажущегося ускорения по трем взаимно-перпендикулярным осям. Блок ДУС обеспечивает измерение и выдачу в цифровом виде угловой скорости объекта по трем ортогональным осям. Должен быть обеспечен одновременный съем всей информации БЧЭ на заданное время с заданной частотой. Такт съема информации не менее 10 мс (100 Гц). Запаздывание информации не более 0,5 мс.
Следует отметить заметный разброс точностных характеристик информационного обеспечения и физических основ построения ДПИ по угловой скорости (ВТГ и STIM). В состав характеристик ДПИ, подлежащих рассмотрению с точки зрения точности БИНС входят:
 собственно погрешности датчика, обусловленные физикой прибора;
 конструктивные погрешности привязки баз.
Работы, выполняемые по созданию ДУС на базе ВТГ, и испытания инерциального измерительного модуля STIM300, проведенные на предприятии, показывают значительную нестабильность дрейфа в процессе эксплуатации. Систематические составляющие дрейфа могут существенно изменяться от включения к включению, а также с течением времени, что обуславливает необходимость их оценивания в процессе подготовки системы к пуску. Испытания так же показали незначительную чувствительность гироскопов к линейным ускорениям.
В варианте ИСУ на ВТГ будут использованы акселерометры, разработанные ОАО «Темп-Авиа». В рассмотрении два типа акселерометров компенсационного типа АТ1104-50 и АТ1104-50-1, отличающиеся друг от друга в основном температурным изменением масштабного коэффициента. По результатам калибровочных работ удается оценить и компенсировать с достаточной точностью данную составляющую ошибки. Модуль STIM300 содержит акселерометры с диапазоном измерения 30g. Результаты испытаний на предприятии показали, что акселерометры из состава STIM300 обладают приблизительно теми же характеристиками, что и АТ1104-50. Типовые характеристики датчиков приведены в таблицах 1.1 – 1.2.

Таблица 1.1 – Ошибки ДУС
Параметр Значение
ВТГ Значение
МЭМС
Диапазон измерения, /с 300.00 300.00
Нестабильность дрейфа в запуске (3), /ч 15.00 10.00
Нестабильность дрейфа от пуска к пуску (3), /ч 30.00 60.00
Погрешность масштабного коэффициента, % 0
75.00
Нестабильность масштабного коэффициента, % 0.05 0.05
Погрешность взаимной ортогональности измерительных осей, ʹʹ 30.00 30.00

Таблица 1.2 – Ошибки акселерометра компенсационного типа
Параметр Значение
АТ1104-50 Значение
АТ1104-50-1
Диапазон измерения, g ±50.0 ±50.0
Рабочий диапазон температур, С от -55 до +80 от -55 до +80
Нестабильность смещения нуля (1), g


Относительная погрешность масштабного коэффициента


Температурное изменение масштабного коэффициента, %


Относительная асимметрия масштабного коэффициента



Все источники ошибок в ДПИ, имеющие высокую стабильность, должны оцениваться и компенсироваться в программном обеспечении инерциальной системы.

1.4.3 Объем информации, формируемой информационной системы

Задачи и условия применения навигационной системы определяют объем инерциальной информации. ИИС должна обеспечивать инерциальной информацией все алгоритмы и подсистемы МАР. В полном объеме оценить инерциальную информацию, необходимую для работы ИСУ, можно на этапе РКД, когда будут разработаны соответствующие алгоритмы и окончательно сформированы протоколы информационного взаимодействия. В любом случае ИИС во всех режимах применения должна определять положение в пространстве и осуществлять расчет навигационных параметров.

Объем необходимой информации для СУ
Алгоритм управления траекторным движением в своей работе использует прямоугольные координаты местоположения относительно некоторой характерной точки траектории полета. В качестве такой точки выбрана точка старта. Во всех режимах применения для СУ навигационная система должна определять:
– вектор скорости;
– относительные координаты местоположения;
– инерциальную высоту над земным эллипсоидом и скорость ее изменения.


Объем необходимой информации для системы стабилизации (СС)
СС короткопериодического движения строит свою работу на основе информации об истинных углах курса, тангажа и крена. В навигационных алгоритмах необходимо обеспечить расчет этих параметров ориентации относительно системы координат с базовой плоскостью местного горизонта.

Объем необходимой информации для АСН
ИИС в режиме применения с АСН должна осуществлять расчет навигационных параметров:
– вектора линейного ускорения (он будет использоваться для пролонгации вектора линейной скорости и координат);
– вектора линейной скорости (северная, восточная и вертикальная составляющие);
– относительные координаты местоположения;
– абсолютные геодезические координаты местоположения.

Объем необходимой информации для СКН
Для задач управления может быть использована комплексированная информация ИИС и непосредственно данные СКН без дополнительной обработки при функционировании СКН в режиме автосопровождения. Задачами ИИС в части информационного взаимодействия с СКН и обеспечения задачи конечного наведения являются:
 прием и преобразование ЦУ для трансляции на СКН;
 трансляция навигационных параметров на СКН при циклическом обмене;
 комплексирование информации БИНС и СКН;
 пролонгация информации об относительном положении МАР и ТИ в моменты, когда СКН выключена или находится в режиме поиска.
Вид ЦУ, транслируемого на СКН, будет определяться протоколом информационного взаимодействия.
Необходимые преобразования осуществляются с использованием информации БИНС, в частности вектора угловой скорости в связанных осях (он будет использоваться для пролонгации углового положения).

2 АЛГОРИТМИЧЕСКОЕ ОБЕСПЕЧЕНИЕ ИНФОРМАЦИОННОЙ СИСТЕМЫ

2.1 Алгоритмы БИНС

ИНС должна определять местоположение, скорость и угловую ориентацию относительно Земли, используя при этом измерения собственных инерциальных датчиков.
Жестко свяжем с корпусом ИСУ прямоугольную систему координат (СК), образованную плоскостью и линией, являющимися конструктивными элементами МАР. Центр конструктивного трехгранника помещен в геометрический центр акселерометров, ось направлена по продольной оси МАР, ось лежит в вертикальной плоскости симметрии МАР, ось дополняет систему до правой. Далее будем называть эту СК опорным трехгранником, или связанной системой координат.
При разработке навигационных алгоритмов примем следующие условия:
– инерциальные датчики установлены таким образом, что их оси чувствительности совпадают с осями опорного трехгранника ;
– выходные сигналы датчиков отражают истинное физическое движение в разных внешних условиях;
– порядок достижимой методической точности не хуже 1 м за максимальное время работы.
Принципиальными вопросами при разработке вычислительных алгоритмов БИНС являются:
 выбор модели фигуры Земли и модели гравитационного поля Земли;
 выбор систем координат для решения навигационных задач;
 состав необходимой информации.

2.1.1 Структура и назначение составных частей БИНС

БИНС представляет собой БЧЭ и навигационный вычислитель. Корпусы чувствительных элементов жестко закреплены на корпусе МАР и проводят измерения в проекциях на собственные оси чувствительности.
Показания БЧЭ пересчитываются в БЦВМ с помощью навигационного алгоритма в навигационные параметры.
Структурная схема БИНС представлена на рисунке 1.1.


2.1.2 Погрешности БИНС

В основном погрешности БИНС определяются:
 погрешностями БЧЭ (инструментальные ошибки);
 погрешностями навигационных алгоритмов (методические ошибки);
 погрешностями задания начальных условий навигационным алгоритмам (ошибки НВ).
К инструментальным относят ошибки, вызванные погрешностями БЧЭ в измерении ускорения и угловой скорости. Методические ошибки вызваны неточным знанием параметров окружающей среды (прежде всего формы и гравитационного поля Земли), упрощением навигационных алгоритмов и т.д. Ошибки НВ обусловлены неточным заданием начального состояния системы по местоположению, скорости и ориентации и компенсируются в БИНС во время начальной подготовки с использованием внешней информации.

2.1.3 Математическая модель погрешностей БЧЭ

Акселерометры, установленные на корпусе МАР, измеряют кажущееся ускорение с инструментальными ошибками:



где — истинное ускорение на связанные оси;
— ошибки масштабных коэффициентов акселерометров;
— нулевые сигналы;
— случайный уход;
— перекосы осей чувствительности акселерометров.
Аналогично ДУС измеряют угловую скорость вращения с ошибкой:



где — истинная угловая скорость на связанные оси;
где — погрешность масштабного коэффициента;
— нулевые сигналы соответствующих гироскопов;
— случайный уход;
— перекосы осей чувствительности гироскопов.
Как показывает опыт, ошибки неортогональности осей чувствительности датчиков относительно базовой плоскости системы составляют величины на уровне десятков угловых минут. Стабильность этих параметров с течением времени определяется характеристиками конструкции и достаточно высока, а разработанные алгоритмы по оценке указанных погрешностей в процессе калибровки перед лабораторными испытаниями позволяют производить их компенсацию до уровня десятых долей угловой минуты.
В процессе калибровки БЧЭ производится оценивание и компенсация систематических составляющих погрешностей датчиков. Остаточные погрешности определяются стабильностью этих параметров от включения к включению.

2.1.4 Модель Земли

При навигации в околоземном пространстве в качестве модели фигуры Земли используется эллипсоид вращения с осью симметрии, совпадающей с осью вращения Земли. Эллипсоид вращения является простой и достаточно близкой моделью поверхности Земли при соответствующем выборе его параметров. На территории РФ приняты параметры, полученные Ф. Н. Красовским:
 большая полуось (радиус земного экватора) м;
 малая полуось (по оси вращения Земли) м;
 квадраты эксцентриситетов ,
Параллели и меридианы Земли образуют ортогональную сетку на поверхности эллипсоида. Вдоль меридиана меняется географическая широта B, вдоль параллели — долгота L и вдоль вертикали — высота .
Движение Земли при осуществлении автономной инерциальной навигации сводится к равномерному вращению вокруг оси симметрии эллипсоида. Будем считать, что величина угловой скорости вращения Земли постоянна и равна рад/с.
Важными параметрами Земли, которые обязательно учитываются при проектировании инерциальной системы, являются параметры гравитационного поля Земли. Полагаем, что:
 линия действия силы тяжести совпадает с нормалью к земной поверхности;
 модуль ускорения силы тяжести на земном сфероиде равен:

(2.1)

Точность формулы (2.1) Гельмерта-Кассиниса (не хуже м/c2) достаточна для применения в навигационных алгоритмах ИСУ МАР в качестве основной характеристики поля силы тяжести.

2.1.5 Системы координат

Конкретный вид уравнений инерциальной навигации определяется выбором навигационного базиса. Выбор навигационного базиса в свою очередь определяют особенности применения МАР и характер решаемых им задач.
Базовым пространством для инерциальных систем является инерциальное пространство, в котором справедливы законы движения Ньютона. Оно предполагается не вращающимся относительно «неподвижных звезд», то есть звезд, настолько удаленных от Земли, что их движение измеряется пренебрежимо малыми угловыми величинами или выявляется за длительные периоды времени. По этой причине для целей навигации расположение звезд можно считать фиксированным в пространстве.
В задачах навигации около поверхности Земли за инерциальную обычно принимается СК, в начальный момент времени совпадающая с земной системой координат (ЗСК). Земной называется СК, начало которой совмещено с центром Земли, ось направлена к Северному полюсу вдоль полярной оси Земли, оси , лежат в плоскости Земного экватора, ось при этом направлена на Гринвичский меридиан.
На данном этапе проектирования инерциальной системы представляется наиболее удобной схема реализации алгоритмов БИНС в нормальной земной системе координат (НЗСК) с базовой плоскостью местного горизонта и ориентацией горизонтальных осей по сторонам света в восточном и северном направлении. Такие СК называют нормальными земными системами координат, так как одна из осей (для определенности ось ) направлена по нормали к поверхности земного эллипсоида. Ось при этом направлена по касательной к меридиану на север, ось — по касательной к параллели на восток.
Практическое удобство применения НЗСК для навигации заключается в том, что с точностью до гравитационных аномалий ось совпадает с направлением вектора силы тяжести.
В процессе НВ в навигационных алгоритмах будем использовать подвижную НЗСК, так как навигационная информация АПП носителя формируется в этой СК. Применение подвижной НЗСК ограничивается широтой местоположения. В непосредственной близости от полюсов теряет смысл понятие «направление на север». Выставка не может быть алгоритмически обеспечена вблизи Северного полюса.
В режиме автономной работы в навигационных алгоритмах будем использовать неподвижную НЗСК, центр которой установлен в точке отрыва от носителя. Использование неподвижной НЗСК обеспечит возможность применения МАР в любой точке земного шара, как того требует ТЗ.

2.1.6 Уравнения инерциальной навигации

Каноническая форма инерциальной навигационной системы предполагает наличие инерциальных механических устройств, с помощью которых можно без связи с внешними ориентирами получить с точностью до инструментальных погрешностей все необходимые данные о положении и движении.
Поскольку гироскопы измеряют абсолютную угловую скорость относительно инерциального пространства, то ориентацию опорного трехгранника относительно инерциальной СК в каждый момент времени можно определить интегрированием уравнения Пуассона (2.2) [8]:

(2.2)

где — матрица направляющих косинусов осей относительно инерциальной СК;
— кососимметричная матрица, составленная из проекций абсолютной угловой скорости изделия , измеренных инерциальными датчиками на борту:



Интегрирование уравнения Пуассона в матричной форме из девяти дифференциальных уравнений с переменными коэффициентами требует большого количества вычислительных ресурсов БЦВМ, поэтому на борту интегрируется уравнение Пуассона в кватернионной форме:



где — кватернион, описывающий положение осей относительно инерциальной СК;
— матрица, составленная из проекций абсолютной угловой скорости изделия , измеренных инерциальными датчиками на борту:

.

Для решения задачи навигации необходимо решать основное уравнение инерциальной навигации (2.3), используя измерения акселерометров и гироскопов в проекциях на оси опорного трехгранника:

(2.3)

где — вектор абсолютной скорости в проекциях на оси опорного трехгранника;
— вектор ускорения силы тяготения в проекциях на оси опорного трехгранника.
Для практической реализации в составе БЦВМ целесообразнее использовать схему раздельного вычисления кажущегося ускорения и ускорения, порожденного гравитационными силами. Причем, вычисление кажущегося ускорения необходимо производить в осях опорного трехгранника, используя показания чувствительных элементов, а вычисление гравитационного ускорения производить в осях инерциальной СК.
С учетом выше сказанного, уравнения инерциальной навигации можно записать в виде совокупности формульных зависимостей (2.4):

(2.4)

где — вектор ускорения силы тяжести, который по определению равняется сумме гравитационного ускорения и центробежного ускорения от вращения Земли ;
— вектор абсолютных координат в проекциях на оси опорного трехгранника (вектор, который соединяет точку навигации МАР с центром Земли).
Система дифференциальных уравнений определяет связь первичной информации, измеренной инерциальными датчиками, и параметров ориентации и навигации. Интегрирование при заданных начальных условиях , позволяет определять скорость и координаты местоположения в любой момент времени [4].

2.1.7 Реализация навигационных алгоритмов в БЦВМ

Формирование инерциальной информации в инерциальной СК
Вычислительные алгоритмы используют двухскоростной подход к задаче интегрирования уравнений инерциальной навигации. Высокоскоростные алгоритмы измеряют изменение углового положения и изменение вектора скорости. Низкоскоростные алгоритмы корректируют пространственное угловое положение, текущий вектор скорости и координаты местоположения.
Высокоскоростные алгоритмы. Расчеты параметров ориентации, отражающих малые конечные повороты, и приращения скорости в быстро вращающейся связанной системе координат производятся с частотой опроса ДПИ. Высокоскоростные алгоритмы, измеряющие изменение углового и линейного положения, использующиеся в разработках ОАО АНПП «Темп-Авиа», обладают высокой методической точностью:





где

— k-ое измерение акселерометров;

— k-ое измерение ДУС.

Низкочастотные алгоритмы. Частота повторения для низкочастотной части алгоритма закладывается, основываясь на соображениях минимизации ошибок и необходимой для потребителей частоты. Расчет текущего кватерниона ориентации относительно инерциального пространства производится по приращению кватерниона, определенному в алгоритме обработки первичной информации (АОПИ):



где — знак кватернионного умножения.
Матрица ориентации рассчитывается по текущему кватерниону в соответствии с известными соотношениями (2.5) между элементами матрицы и кватерниона ориентации:

(2.5)

Алгоритм навигации определяет скорость и координаты местоположения (формулы (2.6) и (2.7) соответственно):

(2.6)
(2.7)

При интегрировании основных инерциальных уравнений в инерциальной СК используется вектор силы тяжести в проекциях на инерциальную СК. По определению подвижной НЗСК направление ее вертикальной оси совпадает с линией действия силы тяжести. В подвижной НЗСК вектор силы тяжести имеет одну компоненту , соответственно в инерциальную СК вектор силы тяжести можно проектировать через матрицу ориентации подвижной НЗСК в инерциальном пространстве:





В режиме коррекции БИНС от АПП из АНВ поступают корректирующие добавки по углам и скорости в подвижной НЗСК:





Преобразование инерциальной информации в земной СК
Уравнение Пуассона позволяет определять положение осей ЗСК в инерциальном пространстве в виде матрицы направляющих косинусов:



Интегрирование данного уравнения Пуассона не вызывает затруднений, так как проекции вектора угловой скорости Земли являются константами. Это обстоятельство позволяет использовать простейшие методы интегрирования, такие как метод Эйлера:



где — матрица, по главной диагонали которой единицы;
— интеграл от вектора угловой скорости Земли на такте интегрирования .
Ориентацию связанной СК относительно ЗСК в каждый момент времени можно определить произведением матриц (2.8):

(2.8)

Местоположение МАР в ЗСК определяется проекциями радиус-вектора , который соединяет центр Земли с точкой навигации:



Скорость относительно ЗСК (земная скорость) определяется по известной формуле (2.9):

(2.9)

Член интерпретируется как переносная скорость от вращения ЗСК в инерциальном пространстве.

Преобразование инерциальной информации в подвижной НЗСК (режим НВ).
ЗСК можно совместить с НЗСК двумя последовательными поворотами: сначала вокруг оси на угол L, равный долготе точки М, затем вокруг нового положения оси НЗСК на угол B. Эти повороты определяют вращение НЗСК относительно ЗСК:



Зная географические координаты точки навигации, легко определить матрицу ориентации НЗСК относительно земной. В режиме НВ географические координаты точки навигации МАР принимает от носителя.
Положение опорного трехгранника в виде матрицы направляющих косинусов относительно НЗСК однозначно определено матричными преобразованиями:



Вектор земной скорости в проекциях на НЗСК всегда можно получить из вектора земной скорости проектированием из ЗСК:



Текущее местоположение МАР в НЗСК определяется проекциями абсолютного радиус-вектора , соединяющего центр Земли с точкой навигации:



Относительные прямоугольные координаты местоположения МАР при наличии географических координат относительно характерной точки определяются исходя из выбранной модели Земли в СК с центром в точке по алгоритму:


,
.

В частности по этому алгоритму можно определить прямоугольные координаты местоположения МАР в момент отрыва от носителя относительно заданной ТИ .

Преобразование инерциальной информации в неподвижной НЗСК (режим автономной работы).
Схема построения инерциальной навигации в неподвижной НЗСК относительно проста из-за постоянства угловой скорости вращения навигационной СК относительно инерциального пространства:

.

Уравнение Пуассона позволяет определять положение осей НЗСК в инерциальном пространстве в виде матрицы направляющих косинусов:



Для интегрирования данного уравнения Пуассона можно использовать метод Эйлера.
Ориентацию связанной СК относительно НЗСК в каждый момент времени можно определить произведением матриц (2.10):

(2.10)

Скорость относительно НЗСК (земная скорость) определяется через абсолютную скорость по формуле (2.11):

(2.11)

Счисление относительных декартовых координат в проекциях на НЗСК в неподвижной НЗСК будем осуществлять, интегрируя дифференциальное уравнение:

.

Справедливое в неподвижной НЗСК равенство успешно интегрируется методом трапеций при начальных условиях , обеспечивая СУ траекторным движением координатами МАР относительно точки старта:



Для СКН требуются координаты МАР относительно точки интереса . Их можно вычислять, используя текущие координаты местоположения МАР относительно точки старта по формулам:



В неподвижной относительно Земли системе координат можно легко и методически точно вычислить географические координаты местоположения для комплексирования с АСН:

,
,
,
.

Перевод навигационной информации из неподвижной НЗСК c координатами центра в подвижную НЗСК осуществляется через матрицу ориентации, которая определяется аналитическим алгоритмом:

.

Вектор земной скорости (северную и восточные составляющие) для алгоритма комплексирования с АСН будем счислять как:

.

Расчет пилотажных углов
Алгоритм расчета пилотажных углов (АРУП) счисляет углы Эйлера по матрице ориентации из АОН и осуществляет пролонгацию на требуемое время по угловой скорости БЧЭ. Алгоритм расчета пилотажных углов функционально разделен на две ветки:
 расчет углов по обновленной матрице ориентации;
 пролонгация углов по измерениям угловой скорости БЧЭ.
Расчет углов по матрице ориентации производится по точным формулам, полученным из соотношений связи элементов матрицы направляющих конусов с пилотажными углами:



Пролонгацию углов ориентации опорного трехгранника в любой момент времени можно осуществлять, используя известные кинематические соотношения между углами Эйлера и угловой скоростью :



АРУП обеспечивает расчет пилотажных углов с частотой измерений БЧЭ. При времени пролонгации не более 0,1 с интегрирование кинематических соотношений достаточно проводить методом Эйлера. Для системы стабилизации короткопериодического движения изделия требуются углы ориентации опорного трехгранника относительно плоскости местного горизонта.

2.2 Алгоритм начальной выставки

2.2.1 Требования к начальной выставке, состав и свойства информации для осуществления начальной выставки

НВ БИНС осуществляется по информации АПП за ограниченное время от подачи питания — 60 с. Требования на точность ИСУ заданы без учета погрешностей информации АПП, поэтому алгоритмическое обеспечение выставки строится исходя из условия идеальной информации носителя.
НВ осуществляется методом согласования скоростей АПП носителя и БИНС (метод векторного согласования). В азимутальном канале выставка может осуществляться согласованием ориентации (угловое согласование). Для обеспечения выставки методом согласования (векторного или углового) осуществляют приведение информации АПП и выставляемой БИНС в одну точку и на один момент времени. Затем находят разности соответствующих параметров АПП и БИНС (проекций скорости или углов) и, используя специальные процедуры, обнуляют эти разности, обеспечивая тем самым минимизацию ошибок БИНС.
Информация АПП по скорости и ориентации должна быть гладкой, непрерывной и соответствовать движению БО относительно поверхности Земли. Этими свойствами обладает информация ИНС, пересчитанная в точку навигации. Точкой навигации называется принадлежащая носителю точка, для которой определены ориентация, скорость и координаты местоположения. Обычно точка навигации совпадает с геометрическим центром акселерометров ИНС.
Требования к информации АПП для осуществления НВ определяют объем необходимой информации, ее качество и точность. Информация АПП для обеспечения НВ должна включать в себя:
 радиус-вектор координат точки подвески;
 углы установки относительно корпуса БО (взаимные углы ориентации связанных СК);
 проекции вектора линейной скорости (северная, восточная, вертикальная составляющие);
 углы ориентации связанных осей носителя;
 текущие абсолютные геодезические координаты местоположения (широта, долгота, высота);
 время задержки навигационной информации ИНС относительно момента съема измерений датчиков ИНС, с учетом транспортной задержки на передачу массива.

2.2.2 Алгоритмы взаимодействия с АПП

Проверка на достоверность информации АПП
АНВ работает только по информации АПП, которая признана в ИСУ достоверной. Проверка на достоверность информации по угловому положению проводится путем сравнения с аналогичной информацией БИНС на соответствие друг другу:

,

где — изменение углового положения осей ИСУ за время наблюдения ;
— изменение углового положения осей носителя, измеренное носителем.
Проверка на достоверность навигационной информации проводится путем сравнения вектора скорости и координат носителя с аналогичной информацией БИНС на соответствие друг другу:





где — изменение вектора скорости за время наблюдения, измеренное ИСУ;
— изменение вектора скорости носителя за время наблюдения, измеренное носителем;
— изменение координат за время наблюдения, измеренное носителем;
— изменение координат за время наблюдения, измеренное носителем.

Приведение информации носителя и МАР к единому времени
Информация массива АПП, используемая в АНВ, должна соответствовать тому же моменту времени, что и информация БИНС. Приведение измерений носителя и БИНС к единому времени должно быть проведено с использованием времени запаздывания информации носителя с учетом транспортной задержки .


,

где - время приема массива АПП.
Информацию АПП необходимо привязывать к времени БИНС с максимально возможной точностью фиксации событий.

Приведение информации носителя и МАР к единой точке навигации
Для успешного решения поставленных задач подготовки к пуску алгоритм должен обеспечивать учет переносной скорости в точке навигации МАР. Учет переносной скорости в точке навигации производится по радиус-вектору установки изделия относительно точки навигации ИНС носителя и угловой информации носителя. С этой целью предполагается использовать угловую скорость МАР , а пересчет осуществлять по следующим выражениям:

,

где — матрица установки изделия по отношению к носителю.

2.2.3 Алгоритм начальной выставки

В настоящее время известно большое число методов НВ инерциальных систем [7]. Для проведения НВ в разработках ОАО АНПП «Темп-Авиа» выбран комбинированный метод, включающий выставку по методу векторного согласования (МВС) с вектором скорости в качестве опорного и выставку методом углового согласования МУС (согласования баз), которые работают одновременно в разных комбинациях.
Комбинированный метод обеспечивает выставку при различном информационном оборудовании носителя:
 наличие на борту информации о матрице ориентации связанной системы координат относительно базовой принципиально позволяет использовать МУС;
 наличие на борту информации о векторе скорости в базовой системе координат принципиально позволяет использовать МВС по вектору скорости.
В качестве навигационной СК принята подвижная НЗСК. В этой СК носитель выдает информацию о векторе скорости. В связанной СК носителя ось OX совпадает с продольной осью, ось OY лежит в плоскости продольной симметрии, ось OZ дополняет СК до правой.
Моделируемая навигационная СК (ее числовой образ) в идеальном положении совпадает с навигационной СК, а в реальности отклонена от нее на вектор малого поворота. Связь между навигационной СК и ее числовым образом определим как вектор малого поворота — вектор ошибок НВ . Задачу обеспечения малости углов решает грубая выставка, которая осуществляется МУС. В рамках дипломной работы не рассматривается. Задачу оценки ошибок НВ решает выставка по угловому и (или) векторному согласованию.
Опыт проектирования инерциальных систем в разработках ОАО АНПП «Темп-Авиа» показывает целесообразность использования в задаче НВ фильтра Калмана, который представляет собой наиболее развитый и универсальный математический аппарат, позволяющий формализовать процедуру решения уравнений оценки и обеспечивающий результаты близкие к оптимальным. Использование фильтра Калмана применительно к НВ в “чистом виде” наталкивается на серьезные трудности:
 сложность самого фильтра Калмана, возможность расходимости при недостоверности моделей системы;
 необходимость точного знания статистических характеристик параметров системы, статистических характеристик шумов;
 большой объем вычислений, резко растущий с ростом размерности вектора состояния;
 сложность управления временными характеристиками процесса НВ;
 сложность анализа при испытаниях.
При проектировании АНВ можно использовать прием аппроксимации коэффициентов фильтра Калмана, что позволит избежать решения уравнения Риккати в реальном времени, ограничить число параметров, влияющих на процесс, сделать анализ выставки более простым и доступным. Процедура аппроксимации должна проводиться с учетом результатов всех проведенных ранее исследований и математического моделирования, не ухудшая точностные и временные характеристики процессов НВ.
На первом этапе исследований АНВ фильтр Калмана является очень эффективным, позволяет быстро и качественно изучить основные свойства исследуемого процесса. Для применения фильтра исследуемая система должна быть описана в соответствии со следующей системой уравнений:



где — n-мерный вектор состояния;
— переходная матрица ;
— матрица измерений ;
— матрица входа ;
— вектор возмущений ;
— вектор возмущений ;
— вектор измерений .
В теории Калмановской фильтрации предполагается, что возмущения , являются Гауссовым белым шумом с нулевым средним и корреляционной матрицей:



где , — неотрицательно определенные матрицы дисперсий шума возбуждения и шума измерения.
В случае некоррелированных шумов матрицы , являются диагональными. Значения матриц , составляют, исходя из априорной информации о свойствах системы.
В задаче НВ возмущения далеки от белого шума и могут варьироваться от “окрашенных” шумов с ярко выраженными превалирующими частотами до постоянных возмущений. Отличия возмущений в задаче НВ от белого шума имеют существенное значение, но не являются препятствием для использования стандартных процедур фильтрации.
Для получения удовлетворительных результатов в этом случае величины , используют для управления временными характеристиками процесса выставки, а также и для управления статической точностью.
При приведенном выше описании системы стандартный алгоритм фильтра Калмана может быть представлен в виде:



где , — априорная и апостериорная оценки вектора состояния на шаге;
— априорная и апостериорная оценки ковариационной матрицы (матрицы дисперсий ошибок оценки);
- матрица коэффициентов усиления фильтра.
В качестве начальных условий обычно считают



Значение матрицы составляют, исходя из априорной информации о свойствах системы.
Приведенный вариант предполагает получение ошибки НВ по разомкнутой схеме — полученное текущее значение оценки не используется для коррекции оцениваемой величины. В алгоритме с обратной связью при коррекции матрицы ориентации и вектора скорости расчет текущей оценки ошибок осуществляется по формуле:



Задача оценки вектора дрейфа требует включения в вектор состояния дрейфа ДУС — .
Вектор состояния сформируем еще и с учетом ошибок определения горизонтальной скорости в виде:



Переходную матрицу системы сформируем в дискретном виде:

,

где — дискретность работы алгоритма НВ (определяется частотой обмена с БО);
— приращение вектора скорости БО за время дискретности;
— элементы матрицы ориентации БО относительно навигационной системы координат.
В качестве вектора измерения при угловом согласовании выступает разность углового положения выставляемой и базовой СК (рассогласование соответствующих матриц ориентации ):



где — элементы кососимметричной матрицы .
В качестве вектора измерения при векторном согласовании выступает разность скоростей в выставляемой и базовой СК:



Метод комбинированного согласования предполагает выставку горизонтальных каналов всегда векторным согласованием, угловым согласованием будет выставляться только азимутальный канал при отсутствии информативного маневра:



Уравнение измерения при таком векторе измерения примет вид:



Проблема наблюдаемости в задаче выставки хорошо изучена, пара образуют полностью наблюдаемую систему. Полная наблюдаемость системы не гарантирует идентифицируемость вектора состояния с удовлетворительной точностью. Одной из задач при проведении НВ по векторному согласованию является определение информативного движения, позволяющего оценить ошибку азимута с необходимой точностью.
Полученная в результате работы фильтра Калмана оценка вектора состояния используется для коррекции БИНС на каждом такте:

— по ориентации



— по вектору скорости



— по дрейфу



2.2.4 Вычислительный алгоритм начальной выставки для МАР

При проектировании АНВ использован прием аппроксимации коэффициента фильтра Калмана , влияющего на процесс сходимости азимутального канала. Коэффициент матрицы усиления K обнуляется на манёвре, а по окончании ¬манёвра ему присваивается постоянное значение 0,02. Процедура аппроксимации проведена с учетом результатов проведенных ранее исследований и математического моделирования. Точностные и временные характеристики процессов НВ не ухудшаются.
В вычислительном АНВ производится оценка только систематической составляющей дрейфа ДУС. Оценка дрейфа подключается на 20-й секунде от начала работы после завершения выставки в горизонте. Такой прием позволяет быстрее разделить оценку дрейфа и оценку погрешности ориентации. На маневре оценка дрейфа отключается.
Оценка других погрешностей датчиков невозможна ввиду подавляющего вклада дрейфа и малого времени выставки. С этой целью можно было бы использовать время дежурного режима после завершения начальной подготовки до перехода в режим автономной работы (оно может составлять 30 мин), но при этом необходимо накладывать дополнительные ограничения на движение носителя.
В вычислительном АНВ производится идентификация маневра носителя при наличии приращения скорости ~2 м/с в течение времени ~1 с.
Вычислительный АНВ формирует признак готовности МАР к пуску на момент времени НВ 60 с (требования ТЗ) независимо от качества выполнения задачи НВ и оценки дрейфа.





3 ОЦЕНКА ТЕХНИЧЕСКИХ ХАРАКТЕРИСТИК ИИС

3.1 Цифровой комплекс математический

Для проведения математического моделирования было разработано программное обеспечение моделирующего комплекса ЦКМ для МАР, позволяющее провести исследования на подтверждение технических и эксплуатационных характеристик ИИС.
В состав ЦКМ входят:
 программа, реализующая модель движения на языке программирования FORTRAN;
 программа, реализующая модель БЧЭ на языке программирования FORTRAN;
 программы алгоритмов БИНС, написанные на языке СИ в соответствии с требованиями, предъявляемыми к модулям СПО;
 программы АНВ на языке СИ в соответствии с требованиями, предъявляемыми к модулям СПО;
 программы, формирующие эталонные измерения (язык программирования FORTRAN);
 программы обработки результатов моделирования (язык программирования FORTRAN).
В процессе обработки результатов моделирования ЦКМ формирует оценки в виде таблиц и графиков.

3.1.1 ЦКМ для оценки функционирования информационно-измерительной системы

Оценка функционирования ИИС проводится в режиме начальной выставки и автономной работы.
С этой целью в ЦКМ организовано:
 формирование навигационной информации носителя в объеме, необходимом для осуществления НВ;
 взаимодействие МАР с носителем через массив, обновляемый с частотой 10 Гц и содержащий в обязательном порядке информацию носителя с задержкой по времени и единичными сбоями;
 формирование навигационной информации МАР.
ЦКМ предоставляет возможности реализации типовых движений носителя и МАР, выполняемых ими маневров.
Версия моделирующих программ ЦКМ позволяет провести адекватное моделирование процесса совместного полета, обеспечивает переход в режим ИТП, где можно проводить моделирование работы автономной БИНС.

3.1.2 ЦКМ для оценки точности информационно-измерительной системы

Исследование точностных характеристик инерциальной системы проводится на ЦКМ, позволяющем реализовать большое количество экспериментов для формирования статистических характеристик в одном запуске. ЦКМ обеспечивает полет по типовым траекториям с возможными внешними возмущениями на стартовом и маршевом участках полета.
Траектории полета выбраны для исследования характеристик инерциальной системы как вероятные варианты применения, предусматривающие полет на минимальную (15 км) и максимальную (45 км) дальность. Для первой траектории в ЦКМ заложен маршевый полет на постоянной высоте 1000 м (для оценки ошибок БИНС конкретная величина высоты не имеет принципиального значения). В горизонтальной плоскости смоделировано прямолинейное движение АСП на север (скорость 250 м/с). Для второй траектории осуществлен разворот по курсу на 180. Выбранная схема движения АСП простая и при этом позволяет оценить вклады основных погрешностей БЧЭ в ошибку счисления инерциальных данных.
Для третьей и четвертой траекторий в ЦКМ реализованы участок набора высоты и участок снижения, участки разгона и торможения, которые позволят более полно оценить вклад каждого источника погрешностей БИНС в результирующую ошибку. На рисунках 3.1 – 3.4 представлены графики вектора скорости и высоты для третьей и четвертой траекторий.


Рисунок 3.1 — Проекции скорости (третья траектория), м/с


Рисунок 3.2 — Высота (третья траектория), м


Рисунок 3.3 — Проекции скорости (четвертая траектория), м/с


Рисунок 3.4 — Высота (четвертая траектория), м

Математическое моделирование позволяет получить качественные и количественные оценки характеристик ИСУ от моделируемых ошибок БЧЭ. Полагаем, что в процессе калибровки БЧЭ производится оценивание и компенсация систематических составляющих погрешностей датчиков. Остаточные погрешности определяются нестабильностью этих параметров от включения к включению:
— ВТГ (3):
а) нескомпенсированный систематический дрейф — 30/ч;
б) погрешность масштабного коэффициента — 0,2 %.
— МЭМС (3):
а) нескомпенсированный систематический дрейф — 60/ч;
б) погрешность масштабного коэффициента — 0,2 %.
— акселерометры (3):
а) остаточный нулевой сигнал — 3•10–3ед.g;
б) погрешность масштабного коэффициента — 0,2 %.
На основе полученных в процессе математического моделирования результатов вырабатываются обоснованные рекомендации по применению ИИС.

3.2 Информационно-измерительная система в режиме начальной выставки

Качество ИИС в режиме НВ оценивалось при моделировании полета носителя с маневром типа «змейка» (рисунок 3.5). Время моделирования 200 с.


Рисунок 3.5 — Углы БО, градусы

На рисунке 3.6 представлены графики оценок невязок по ориентации между выставляемой БИНС и ведущей ИНС. Ошибки установки МАР на носителе заданы .


Рисунок 3.6 — Оценка невязок, угл. мин

Процесс сходимости к заданным ошибкам при моделировании на ЦКМ закончился на десятой секунде работы НВ. Остаточная погрешность не превышает 0,2′. Анализ материалов ОАО «Темп-Авиа» с результатами ранее выполненных экспериментальных работ при проектировании подобных систем показал, что время сходимости процессов горизонтирования при движении реального носителя (наличие возмущений) составляет 30 с, меньшее время не позволит обеспечить необходимую точность выставки.
Оценка азимутальной ошибки может быть обеспечена только при наличии информативного маневра. Проведение маневра необходимо начинать после завершения выставки в горизонте. Соответственно, чтобы провести необходимый маневр и оценить азимутальную невязку, необходимо не менее 120 с рабочего времени предстартовой подготовки при полноценных обменах информацией с носителем.
ТЗ обязывает провести НВ за 60 с от включения питания. Время для проведения информативного маневра есть только в варианте перехода в дежурный режим (после завершения начальной подготовки до перехода в режим автономной работы), который может продолжаться до 30 мин. Если в дежурном режиме будет организован штатный обмен ИСУ с носителем, то это время можно использовать для проведения НВ.
Качество фильтрующих свойств АНВ демонстрируют представленные на рисунках 3.7 – 3.10 результаты моделирования случайных возмущений по скорости и углам с нерегулярностью , превалирующей частотой и СКО σ:
 случайные возмущения в углах носителя ; ; 3σ = 1;


Рисунок 3.7 — Оценка невязок, угл. мин


Рисунок 3.8 — Вектор измерений

 случайные возмущения в скорости носителя ; ; 3σ = 0,5 м;


Рисунок 3.9 ¬— Оценка невязок, угл. мин


Рисунок 3.10 — Вектор измерений

Остаточные нулевые сигналы акселерометров приводят к статическим ошибкам оценки ориентации БИНС в горизонтальных каналах. По рисунку 3.11 видно, что при нулевом сигнале акселерометра ошибка выставки составляет ~ 10 угл. мин.


Рисунок 3.11 ¬— Оценка невязок, угл. мин

Наличие систематического дрейфа воспринимается АНВ как возмущающий фактор, он не меняет скорости сходимости, но приводит к ошибкам выставки, пропорциональным величине остаточного дрейфа. На рисунках 3.12 – 3.13 приведены графики оценок невязок по ориентации и оценок дрейфа для ИСУ на МЭМС.


Рисунок 3.12 ¬— Оценка невязок, угл. мин


Рисунок 3.13 ¬— Оценка дрейфа, /ч.

В таблице 3.1 представлены остаточные погрешности НВ [угл. мин] и оценки систематического дрейфа [ /ч] в процессе выставки на разное время работы НВ.

Таблица 3.1 — Характеристики НВ с оценкой дрейфа
60 с 70 с 80 с 90 с 100 с











ИСУ на ВТГ 10.0 11.0 7.6 17.0 6.0 19.0 4.5 24.0 3.4 25.0
ИСУ на МЭМС 19.0
15.0 23.0
33.0 15.0
10.0 35.0
44.0 12.0
6.0 42.0
53.0 9.0
3.0 48.0
59.0 7.0
2.0 51.0
60.0

Очевидно, что за время начальной подготовки, которое не должно превышать 60 секунд от момента подачи питания, оценить дрейф и получить ошибки ориентации с приемлемой для автономной работы БИНС точностью невозможно, даже если увеличить соответствующие коэффициенты фильтра Калмана в 100 раз (последняя строка таблицы). Проведение НВ в объеме, необходимом для перехода ИСУ в режим АР требует не менее 100 с горизонтального полета.

3.3 Информационно-измерительная система в режиме автономной работы

3.3.1 Перечень источников погрешностей автономной работы БИНС

Состав источников погрешностей счисления навигационных параметров БИНС известен [1]. Применительно к малогабаритной ИНС наиболее важными из этих источников являются:
1) ошибки НВ по ориентации;
2) инструментальные погрешности БЧЭ:
– остаточный систематический дрейф ДУС;
– погрешность масштабного коэффициента ДУС;
– остаточный нулевой сигнал акселерометра;
– погрешность масштабного коэффициента акселерометра.

3.3.2 Предварительная оценка основных источников ошибок БИНС.

При формировании допусков на основные погрешности БИНС выделяется 30 % от допустимой ошибки, заложенной в ТЗ, на вторичные источники ошибок автономной работы БИНС (90 м). Гипотеза о равном весе ошибок инерциальных датчиков и НВ позволит разделить их вклады в общую ошибку БИНС. Такая гипотеза справедлива для инерциальных систем со временем автономной работы 150 с. Результаты расчетов допусков на источники погрешностей БИНС, исходя из допустимой ошибки по координатам (286 м), сведены в таблицу 3.2.

Таблица 3.2 — Расчет допусков на источники погрешностей БИНС
Учитываемый фактор Значение фактора
(3) Величина ошибки по координате (3), м
X Y Z
1 2 3 4 5
Начальная выставка
Азимутальный канал
Горизонтальные каналы
10
10 204
146
146 204
146
146

Окончание таблицы 3.2
1 2 3 4 5
Инструментальные ошибки 204 286 204
Остаточный дрейф ДУС 18.4/ч 146 - 146
Остаточный нулевой сигнал акселерометра 3•10-3g 146 146 146
Погрешность масштаба акселерометра 0.5% - 246 -
Ошибка от основных погрешностей 286 286 286
Ошибка от вторичных погрешностей 30% 90 90 90
Полная ошибка 300 300 300

Данные таблицы 3.2 показывают уровень допустимых основных инструментальных ошибок датчиков и уровень ошибок НВ.

3.3.3 Оценка погрешностей БИНС по траекториям

Оценка вклада в ошибку ИСУ каждого источника погрешности БИНС произведена методом математического моделирования с помощью ЦКМ. Результаты моделирования (ошибки БИНС по местоположению) приведены в таблице 3.3 в форме весовых коэффициентов на единицу соответствующего фактора. Порядок единицы фактора определен предварительными оценками уровня допустимых инструментальных ошибок датчиков и уровня допустимых ошибок НВ:
 ошибки начальной выставки — 1;
 остаточный нулевой сигнал акселерометра — 10–3ед.g;
 погрешность масштабного коэффициента — 0,1 %;
 остаточный дрейф ДУС — 1/ч.

Таблица 3.3 — Масштабные коэффициенты ошибок БИНС по координатам, м
Учитываемый фактор
(по каждой оси) 1-я траектория,
100 с 2-я траектория,
100 с 3-я траектория,
35 с 4-я траектория,
100 с
X Y Z X Y Z X Y Z X Y Z
1 2 3 4 5 6 7 8 9 10 11 12 13
Ошибки НВ
(курс, крен, тангаж) 0.07
0.12
14.20 0.00
0.08
0.05 0.03
14.20
0.11 1.78
0.16
14.30 0.06
1.58
14.6 14.30
14.00
0.37 0.00
0.00
1.69 0.00
0.00
4.00 4.10
1.35
0.02 0.05
0.08
15.60 0.06
0.07
9.44 13.10
12.70
0.08
Окончание таблицы 3.3
1 2 3 4 5 6 7 8 9 10 11 12 13
Остаточный дрейф ДУС 0.06
0.05
-7.90 0.04
0.00
0.02 7.86
0.02
0.05 3.15
1.82
1.40 2.35
0.04
3.79 1.63
3.69
2.96 0.00
0.00
0.24 0.00
0.00
0.13 0.25
0.12
0.03 0.02
0.00
6.59 0.04
0.02
0.50 6.23
2.13
0.01
Погрешность масштаба ДУС 0.02
0.02
0.05 0.00
0.00
0.00 0.03
0.01
0.01 0.03
40.80
0.04 0.02
0.39
0.03 0.22
75.90
0.24 0.00
0.00
0.15 0.00
0.00
0.34 0.03
0.02
0.03 0.02
0.02
0.03 0.00
0.00
1.98 0.10
0.02
0.05
Нулевой сигнал
акселерометра 48.70
0.20
0.25 0.15
49.00
0.08 0.21
0.09
48.70 19.60
0.11
15.50 0.06
49.00
0.07 15.80
0.10
19.70 5.93
0.27
0.01 0.27
5.95
0.00 0.04
0.02
5.98 47.00
11.40
0.20 11.50
47.30
0.10 0.24
0.10
48.70
Погрешность масштаба акселерометра 0.02
0.17
0.02 0.00
49.10
0.00 0.01
0.09
0.22 0.00
0.11
49.90 0.02
49.00
0.20 0.19
0.10
6.15 14.00
0.26
0.00 1.61
4.21
0.00 0.06
0.02
0.01 43.40
11.20
0.00 14.10
40.00
0.00 0.30
0.10
0.20

Форма представления оценок влияния в весовых коэффициентах удобна, можно определять вклад каждого источника в зависимости от выбранного значения исследуемого фактора без проведения дополнительного моделирования. Для получения оценки ошибки БИНС необходимо весовой коэффициент умножить на значение соответствующего фактора для выбранной траектории.
Анализ полученных результатов моделирования показал, что масштабный коэффициент влияния погрешности подвески МАР в азимуте на ошибки автономной ИСУ при полете по третьей и четвертой траекториям (они типовые для МАР, применяемых с наземных установок) составляет соответственно 4,10 и 13,10 на каждую угловую минуту. Величина погрешности привязки МАР к носителю в азимуте неизвестна. По опыту экспериментальных работ на разных носителях она может составлять величину до 1 градуса. В этом случае ИСУ заведомо не выполнит требования ТЗ по инерциальной точности: за 100 c автономной работы ошибка ИСУ составит 786 м. При подвеске МАР в азимуте с погрешностью 20 ошибка автономной ИСУ составит за 100 c автономной работы 262 м, практически 90 % от величины, отведенной на все основные погрешности БИНС. При подсчете ошибок от основных источников выделим на ошибку в азимуте для всех вариантов применения 10. Ошибка ИСУ от этой погрешности будет сопоставима с вкладом погрешностей акселерометров на рассматриваемых траекториях полета.
Ошибки ориентации (НВ) в горизонте и остаточные величины дрейфов обоих вариантов ИСУ выбираем из таблицы 1.3:
— ИСУ на ВТГ (время начальной выставки 60 с):
а) остаточный систематический дрейф — 19/ч;
б) остаточные ошибки выставки в горизонтальных каналах — 10;
— ИСУ на ВТГ (время начальной выставки 70 с):
а) остаточный систематический дрейф — 13/ч;
б) остаточные ошибки выставки в горизонтальных каналах — 8;
— ИСУ на МЭМС (время начальной выставки 60 с):
а) остаточный систематический дрейф — 37/ч;
б) остаточные ошибки выставки в горизонтальных каналах — 19;
— ИСУ на МЭМС (время начальной выставки 80 с):
а) остаточный систематический дрейф — 18/ч;
б) остаточные ошибки выставки в горизонтальных каналах — 12.
Суммарные ошибки БИНС для двух вариантов ИСУ МАР представлены в таблицах 3.4 – 3.7.

Таблица 3.4 — Ошибки ИСУ на МЭМС (начальная выставка 60 с)
Учитываемый фактор Траектория
первая (t = 100 с) вторая (t = 100 с) третья (t = 35 с) четвертая
(t = 100 с)
X Y Z X Y Z X Y Z X Y Z
Ошибки НВ (19) 270.0 1.8 269.0 272.0 279.0 302.0 32.0 76.0 48.0 297.0 179.0 274.0
Ошибки ДУС (37/ч) 292.0 1.7 291.0 166.0 165.0 239.0 9.0 5.0 10.0 244.0 19.0 244.0
Ошибки акселерометров 146.0 177.0 146.0 125.0 177.0 77.0 33.0 20.0 18.0 170.0 169.0 146.0
Полная ошибка 424.0 177.0 422.0 342.0 369.0 393.0 47.0 79.0 53.0 420.0 247.0 395.0

Таблица 3.5 — Ошибки ИСУ на МЭМС (начальная выставка 80 с)
Учитываемый фактор Траектория
первая (t = 100 с) вторая (t = 100 с) третья (t = 35 с) четвертая
(t = 100 с)
X Y Z X Y Z X Y Z X Y Z
1 2 3 4 5 6 7 8 9 10 11 12 13
Ошибки НВ (12) 171.0 13.0 171.0 173.0 177.0 221.0 20.0 48.0 44.0 188.0 113.0 201.0
Ошибки ДУС (18/ч) 143.0 9.0 142.0 108.0 80.0 177.0 4.0 2.5 5.0 118.0 10.0 119.0
Ошибки акселерометров 146.0 177.0 146.0 125.0 177.0 77.0 33.0 20.0 18.0 170.0 169.0 146.0
Окончание таблицы 3.5
1 2 3 4 5 6 7 8 9 10 11 12 13
Полная ошибка 266.0 178.0 266.0 239.0 263.0 293.0 39.0 52.0 48.0 280.0 204.0 275.0

Таблица 3.6 — Ошибки ИСУ на ВТГ (начальная выставка 60 с)
Учитываемый фактор Траектория
первая (t = 100 с) вторая (t = 100 с) третья (t = 35 с) четвертая
(t = 100 с)
X Y Z X Y Z X Y Z X Y Z
Ошибки НВ (10) 142.0 1.0 142.0 144.0 147.0 200.0 33.0 20.0 18.0 156.0 94.0 182.0
Ошибки ДУС (19/ч) 150.0 1.0 150.0 110.0 85.0 179.0 5.0 3.0 5.0 125.0 10.0 125.0
Ошибки акселерометров 146.0 177.0 146.0 125.0 177.0 77.0 33.0 20.0 18.0 170.0 169.0 146.0
Полная ошибка 253.0 177.0 252.0 220.0 245.0 279.0 37.0 45.0 47.0 263.0 194.0 265.0

Таблица 3.7 — Ошибки ИСУ на ВТГ (начальная выставка 70 с)
Учитываемый фактор Траектория
первая (t = 100 с) вторая (t = 100 с) третья (t = 35 с) четвертая
(t = 100 с)
X Y Z X Y Z X Y Z X Y Z
Ошибки НВ (8) 114.0 11.0 114.0 116.0 118.0 182.0 13.0 32.0 42.0 125.0 76.0 166.0
Ошибки ДУС (13/ч) 103.0 8.0 103.0 96.0 58.0 165.0 3.0 2.0 4.0 86.0 8.0 86.0
Ошибки акселерометров 146.0 177.0 146.0 125.0 177.0 77.0 33.0 20.0 18.0 170.0 169.0 146.0
Полная ошибка 212.0 177.0 212.0 196.0 220.0 258.0 36.0 38.0 46.0 228.0 185.0 237.0

3.3.4 Статистическая оценка погрешностей БИНС по траекториям

Вероятным сценарием применения ИСУ является отсутствие НВ (старт с пусковой установки) [6]. Для такого варианта применения проведено статистическое моделирование. Считаем каждую составляющую ошибки распределенной по нормальному закону с нулевым математическим ожиданием. Дисперсия ошибок равна (3):
– остаточный систематический дрейф ДУС — 60/ч;
– остаточный нулевой сигнал горизонтальных акселерометров — 3•10-3g;
– погрешность масштабного коэффициента акселерометра — 0,2 %;
– ошибки ориентации — 30 или 60.
Задавая основные погрешности БЧЭ как нормально распределенные случайные величины, получили ожидаемые ошибки счисления координат в виде случайных величин. Характеристики ожидаемых ошибок счисления координат сведены в таблицы 3.8 – 3.9.

Таблица 3.8 — Ошибки счисления координат ИСУ на МЭМС, м; ошибки установки 60
Учитываемый фактор (3) Математическое ожидание СКО (3)
X Y Z X Y Z
Ошибки ДУС (третья траектория, 35 с) 0.05 -0.05 -1.70 4.82 2.54 4.90
Ошибки акселерометров 0.03 0.14 0.16 9.58 6.71 5.58
Ошибки НВ 0.95 0.80 5.71 37.62 89.08 86.27
Полная ошибка с учетом 30%-го запаса 50.85 116.18 112.57
Ошибки ДУС (четвертая траектория, 100 с) 9.88 1.49 -9.18 136.90 10.67 121.90
Ошибки акселерометров -1.22 -0.92 2.20 58.79 52.52 46.23
Ошибки НВ 34.74 -18.69 14.83 294.20 178.00 352.50
Полная ошибка с учетом 30%-го запаса 428.71 241.66 488.59

Таблица 3.9 — Ошибки счисления координат ИСУ на МЭМС, м; ошибки установки 30
Учитываемый фактор (3) Математическое ожидание СКО (3)
X Y Z X Y Z
Ошибки ДУС (третья траектория, 35 с) -0.29 0.17 -0.77 4.75 2.53 5.56
Ошибки акселерометров 2.15 -0.21 0.13 9.99 6.26 5.66
Ошибки НВ -3.57 8.80 -0.58 16.94 40.20 44.27
Полная ошибка с учетом 30%-го запаса 26.40 52.99 58.47
Ошибки ДУС (четвертая траектория, 100 с) -27.95 2.67 -5.07 146.70 11.41 126.20
Ошибки акселерометров -8.17 -6.97 -0.04 59.69 57.71 53.09
Ошибки НВ 15.61 -8.76 -0.71 163.80 98.84 190.10
Полная ошибка с учетом 30%-го запаса 296.20 149.53 304.55
Статистическое моделирование показало следующее.
При использовании в составе ИСУ в качестве измерителей угловой скорости STIM-300 в восьми вариантах из 200 ошибка автономной БИНС превысит разрешенный ТЗ допуск (286 м) по ошибкам счисления координат местоположения. Время работы инерциальной системы без коррекции АСН не более 78 с, если нет других источников для ошибки ИСУ.
Ошибки установки ИСУ при отсутствии НВ (3) 60 приведут к выходу за допуск в 73 вариантах из 200. Время выхода за допуск может составлять величину порядка 50 с.
Ошибки установки ИСУ по уровню (3) 30 приведут к превышению допуска по координатам в 22 вариантах из 200. Время выхода за допуск ~ 70 с.

3.3.5 Оценка возможности обеспечения заданных точностей инерциального наведения

Результаты проведенного моделирования позволяют предположить, что наиболее эффективным вариантом построения инерциальной системы для МАР является вариант:
 на гироскопах с характеристиками (3):
а) не скомпенсированный систематический дрейф – 15,0/ч;
б) погрешность масштабного коэффициента – 0,2 %;
 на акселерометрах с характеристиками (3):
а) остаточный нулевой сигнал – 3,0•10–3ед.g;
б) погрешность масштабного коэффициента – 0,2 %.
При этом погрешности привязки ССК носителя и ССК МАР не более:
 горизонтальные каналы — 10;
 азимутальный канал — 10.
В этом случае гарантированно будут выполнены требования ТЗ по точности инерциального наведения.
В составе обоих вариантов ИСУ заявленные характеристики дрейфа ДУС значительно грубее. Задача компенсации систематического дрейфа до уровня 15/ч может решаться на этапе подготовки к пуску алгоритмическим путем.
Остаточные величины дрейфов требуемого уровня для варианта ИСУ на ВТГ достигаются за 70 с НВ, для варианта ИСУ на МЭМС за 80 с НВ.
Заказчиками ИСУ МАР должен быть решен вопрос ошибки подвески в азимуте. Данный вопрос имеет алгоритмическое решение в процессе подготовки к пуску за счет увеличения времени выставки еще на 60 с и осуществления информативного маневра.
3.3.6 Оценка возможности обеспечения точности наведения при отказе АСН на траектории

В таблицах 3.10 – 3.11 приведены результаты расчетов ошибки БИНС по оценке точности выхода в заданный район начала работы СКН в зависимости от времени полета с момента отказа АСН. Оценки работы автономной БИНС представлены без учета величины неопределенности задания начального положения от носителя и без учета погрешностей установки МАР на носителе.

Таблица 3.10 – Оценки ошибок ИСУ-1 по горизонтальным каналам в инерциальном режиме
Учитываемый фактор Величина ошибки
по координатам X, Z, м
60 с 80 с 100 с
Дрейф ДУС ВТГ, 30/ч 51.3 122.0 237.0
Остаточный нулевой сигнал акселерометра, 3•10-3g 54.0 96.0 150.0
Ошибка от погрешности скорости, 0.3 м/с 18.0 24.0 30.0
Ошибка по координате начальная, 25 м 25.0 25.0 25.0
Ошибка от основных погрешностей 81.0 159.0 283.0
Ошибка от второстепенных факторов 24.0 48.0 90.0
Полная ошибка 84.0 166.0 300.0

Таблица 3.11 – Оценки ошибок ИСУ-2 по горизонтальным каналам в инерциальном режиме
Учитываемый фактор Величина ошибки
по координатам X, Z, м
60 с 70 с 80 с
Дрейф МЭМС, 60/ч 102.6 163.0 243.0
Остаточный нулевой сигнал акселерометра, 3•10-3g 54.0 96.0 96.0
Ошибка от погрешности скорости, 0.3 м/с 18.0 21.0 24.0
Ошибка по координате начальная, 25 м 25.0 25.0 25.0
Ошибка от основных погрешностей 120.0 192.0 263.0
Ошибка от второстепенных факторов 36.0 58.0 79.0
Полная ошибка 125.0 200.0 275.0

При отказе АСН за 60 – 80 с (~20 км до ТИ) до окончания полета оба варианта исполнения МАР позволят привести ее в район поиска СКН. При отказе АСН за 100 с (~30 км до ТИ) вариант ИСУ на МЭМС не подходит для решения конечной задачи.

4 ОРГАНИЗАЦИОННО-ЭКОНОМИЧЕСКАЯ ЧАСТЬ

Целью написания данного раздела является расчет затрат на разработку специального программного комплекса на базе персонального компьютера, частичный расчет экономического эффекта от внедрения данного продукта в производство и обоснование на основе этого необходимости в его разработке.

4.1 Характеристика программного продукта

Основные характеристики и параметры:
По степени новизны решаемая задача относится к группе А (разработка нового проекта с использованием типовых проектных решений).
По сложности алгоритма решаемой задачи продукт относится ко второй группе: «алгоритмы учёта, отчётности, статистики, поиска».
Четырнадцать разновидностей входной и выходной информации.
Группа сложности организации контроля выходной информации — 12 (документы однообразной формы и содержания, вывод массивов данных на машинные носители, осуществляется формальный контроль).
В разработке применены языки программирования Fortran, C++.
Необходимые для разработки программного продукта средства вычислительной техники: персональная ЭВМ на базе процессора Pentium III с тактовой частотой 800 Мгц, 256 Мб оперативной памяти, объем жесткого диска 30 Гб, дисковод для компакт-дисков 40-х скоростной.
Минимальная конфигурация ПЭВМ пользователя — Pentium III с тактовой частотой 800 Мгц, с ОЗУ равным 32 Мб, оснащённая SVGA-видеоадаптером и монитором 17 дюймов, сетевым Ethernet-адаптером на 10/100 Мбит, со свободным дисковым пространством равным 10 Гб;
Программный комплекс выполняет следующие функции:
 позволяет провести исследования на подтверждение технических и эксплуатационных характеристик информационно-измерительной системы;
 формирует навигационную информацию носителя и МАР;
 предоставляет возможности реализации типовых движений носителя и МАР;
 реализует алгоритмы БИНС;
 реализует алгоритм начальной выставки;
 позволяет оценить точность инерциальной системы управления.
Область применения разрабатываемого программного продукта: технические отделы, исследовательские лаборатории, исследовательские сектора, занятые разработкой и производством системы резервных приборов.
Предполагаемые пользователи системы: инженеры-программисты, инженеры-исследователи, инженеры-математики, техники.

4.2 Определение затрат труда на разработку программного продукта

Период проведения работ: с 06.02.2014 по 05.06.2014 года.
Работы проводились в одну смену продолжительностью 8 часов.
Рассчитаем общую трудоемкость работ, используя систему коэффициентов для отдельных этапов разработки.

4.2.1 Определение условного количества операторов программы и ее трудоемкости

Определим общие затраты труда по формуле:

, (4.1)

где — затраты труда на описание задачи, чел.-ч.;
— затраты на исследование предметной области, чел.-ч.;
— затраты на разработку блок-схем, чел.-ч.;
— затраты на программирование, чел.-ч.;
— затраты на отладку, чел.-ч.;
— затраты на подготовку документации, чел.-ч.
Все составляющие определяем через условное число команд — :

, (4.2)

где — коэффициент, учитывающий условное число команд в зависимости от типа задачи;
— коэффициент сложности программы;
— коэффициент коррекции программы.
Для данного программного продукта число команд равно .
Коэффициент сложности задачи c характеризует относительную сложность программы по отношению к так называемой типовой задаче, реализующей стандартные методы решения, сложность которой принята равной единице (величина c лежит в пределах от 1,25 до 2). Для программного продукта, включающего в себя алгоритмы учета, отчетности и поиска, сложность задачи возьмем .
Коэффициент коррекции программы p характеризует увеличение объема работ за счет внесения изменений в алгоритм или программу по результатам уточнения постановок. С учетом того, что в данном случае проводились незначительные доработки программы, возьмем коэффициент равным .
В результате, согласно формуле (4.2) получим условное число команд:

. (4.3)

Также используем следующие коэффициенты:
 коэффициент увеличения затрат труда ;
 коэффициент квалификации разработчика .
Коэффициент увеличения затрат труда, вследствие недостаточного описания задачи, в зависимости от сложности задачи принимается от 1,2 до 1,5, в связи с тем, что данная задача потребовала уточнения и больших доработок, примем .
Коэффициент квалификации разработчика определяется в зависимости от стажа работы и составляет:
 для работающих до двух лет –– 0,8;
 от двух до трех лет — 1,0;
 от трех до пяти лет — 1,1 – 1,2;
 от пяти до семи — 1,3 – 1,4;
 свыше семи лет — 1,5 – 1,6.
Разработчик, которому было поручено это задание, имел опыт работы по специальности 25 лет, поэтому примем .
Рассчитаем общую трудоемкость.
Затраты труда на подготовку описания задачи точно определить невозможно, так как это связано с творческим характером работы. Примем чел.-ч.
Затраты труда на изучение описания задачи с учетом уточнения описания и квалификации программиста могут быть определены по формуле:

.

Приняв выполненный выше расчет условного числа команд (4.3), а также обозначенные выше коэффициенты увеличения затрат труда и квалификации разработчика, получаем:

чел.-ч.

Затраты труда на разработку алгоритма решения задачи рассчитывается по формуле:

,

чел.-ч.

Затраты труда на составление программы по готовой блок-схеме определяются по формуле:

,

чел.-ч.

Затраты труда на отладку программы на ПК рассчитывается по следующей формуле:

,

чел.-ч.

Затраты труда на подготовку документации по задаче определяются по формуле:

,

где — затраты труда на подготовку материалов в рукописи;
— затраты труда на редактирование, печать и оформление документации.

,

чел.-ч.

,

чел.-ч.

В итоге получаем:

чел.-ч.

С учетом уровня языка программирования трудоемкость разработки программы может быть скорректирована следующим образом:

, (4.4)

где — коэффициент изменения трудоемкости, взятый из таблицы 4.1.

Таблица 4.1 — Коэффициент изменения трудоемкости
Уровень языка
программирования Характеристика языка
программирования Коэффициент изменения
трудоемкости
1 Покомандный автокод – ассемблер 1
2 Макроассемблер 0,95
3 Алгоритмические языки
высокого уровня 0,8 – 0,9
4 Алгоритмические языки
сверхвысокого уровня 0,7 – 0,8

Выбранные для разработки языки Fortran и C++ относятся к алгоритмическим языкам высокого уровня, с учетом этого примем .
Подставив все полученные данные в формулу (4.1), получим полную трудоемкость разработки:

чел.-ч.

С учетом корректировки из формулы (4.4) получим итоговую трудоемкость разработки:

чел.-ч.

4.2.2 Определение численности исполнителей

Определим численность исполнителей Ч по формуле:

(4.5)

где — численность исполнителей, чел.;
— действительный фонд времени специалиста в период разработки, ч.
Действительный фонд времени специалиста определяется как время, которое он может потратить на работу в период разработки (за календарный период): ч.
При ч по формуле (4.5) найдем численность исполнителей:

— исполнителя.

В состав исполнителей входят:
 инженер – программист;
 инженер – математик.
Распределение трудоемкости по стадиям разработки приведено в таблице 4.2.

Таблица 4.2 — Распределение трудоемкости
Этап
разработки Содержание работ Трудоём-кость, ч Трудоёмкость работ
исполнителя, ч
Инженер-программист Инженер-математик
Постановка задачи 1. Предпроектное обследование.
2. Разработка ТЗ.
3. Разработка, согласование и утверждение технико-экономического обоснования. 192,3 45,6 146,7
Технический проект 1. Уточнение структуры и формы представления входных и выходных данных. Разработка алгоритма решения задачи. Разработка структуры программы.
2. Разработка плана мероприятий по разработке и внедрению ПП. Разработка пояснительной записки. Согласование и утверждение технического проекта. 297,7 158,5 139,2
Рабочий
проект 1. Описание программы на языке программирования.
2. Разработка, согласование и утверждение порядка и методики испытаний, корректировка программы. 1666,2 1188,0 478,2
Документация и внедрение. 1. Разработка программной документации.
2. Подготовка и передача программы и программной документации для сопровождения и изготовления, оформления и утверждения акта о передаче ПП на сопровождение. Передача программного продукта заказчику. 400,4 259,7 140,7
ИТОГО: 2556,5 1651,7 904,8
4.2.3 Расчет затрат на разработку

Основная заработная плата разработчика рассчитывается по формуле:

(4.6)

где — оклад, руб.;
— премиальный коэффициент, равный 1,3.
Оклад инженера-программиста равен 8000 рублей. Его основная месячная заработная плата составит:

руб.

Основная заработная плата инженера-программиста за весь период разработки программного продукта составит:

руб.

Оклад инженера-математика равен 9000 рублей. Его основная месячная заработная плата составит:

руб.

Основная заработная плата инженера-математика за весь период разработки программного продукта составит:

руб.

Суммарная основная заработная плата всех исполнителей за весь период разработки программного продукта составит:

руб.

Дополнительная заработная плата рассчитывается в процентах от основной заработной платы и составляет 12 %.
Дополнительная заработная плата инженера-программиста за весь период разработки программного продукта составит:

руб.

Дополнительная заработная плата инженера-математика за весь период разработки программного продукта составит:

руб.

Суммарная дополнительная заработная плата всех исполнителей за весь период разработки программного продукта составит:

руб.

Применяются следующие тарифы страховых взносов согласно действующему Федеральному закону от 24.07.2009 N 212-ФЗ (ред. от 02.04.2014) «О страховых взносах в пенсионный фонд Российской федерации, фонд социального страхования Российской федерации, федеральный фонд обязательного Медицинского страхования»:
1) Пенсионный фонд Российской Федерации - 26 процентов;
2) Фонд социального страхования Российской Федерации - 2,9 процента;
3) Федеральный фонд обязательного медицинского страхования - с 1 января 2012 года - 5,1 процента.
Таким образом, отчисления в социальные фонды составляют 34 % от суммы основной и дополнительной заработной платы.
Суммарные выплаты на социальное страхование всех исполнителей за весь период разработки программного продукта составят:

руб.

Содержание и эксплуатация вычислительного комплекса считается согласно следующей формуле:

, (4.7)

где — стоимость машино-часа;
— число часов отладки, которое определяется следующим образом: .
Откуда,
Стоимость машино-часа рассчитывается, как сумма составляющих:

, (4.8)

где — действительный фонд времени работы вычислительного комплекса.
Стоимость 1 кВт/час электроэнергии составляет 2,72 руб.
Один компьютер потребляет 250 Вт/час.
За год отчисления за электроэнергию, потребляемую одним ПК, составляют:



Амортизация ВТ считается, как 25 % балансовой стоимости ВТ (20000 руб.) и за год составляет:

.

Амортизация ПО с условием, что срок морального старения составляет 4 года, считается, как 25 % от его балансовой стоимости (5000 руб.) и за год составляет:



Общая амортизация за год составляет:



Затраты на ремонт в год считаются, как 4 % от стоимости комплекса ВТ, и составляют:



Действительный фонд времени работы вычислительного комплекса рассчитываем по следующей формуле:

,

где — номинальный фонд времени работы вычислительного комплекса;
— годовые затраты времени на профилактические работы (принимаются 15 % от ).
Получаем действительный фонд времени работы вычислительного комплекса:



Подставляя, все вычисленные значения в формулу (4.8) рассчитаем стоимость машино-часа:



Затраты на содержание и эксплуатацию вычислительного комплекса, определяемые по формуле (4.7), составляют:



Накладные расходы рассчитываются, как 60 % от суммарной основной заработной платы исполнителей и составляет:



Смета затрат на разработку программного продукта приведена в таблице 4.3.

Таблица 4.3 — Смета затрат на разработку программного продукта
Наименование статьи расходов Затраты, руб.
Основная заработная плата производственного персонала 157749,08
Дополнительная заработная плата производственного персонала 18929,89
Отчисления в социальные фонды 60070,85
Содержание и эксплуатация вычислительного комплекса 5647,62
Накладные расходы 94649,45
ИТОГО: 337046,89

4.2.4 Экономический эффект от реализации и внедрения программного продукта

Экономический эффект — это, прежде всего, экономия денежных средств предприятия, которая может быть достигнута за счет:
 высвобождения штатных сотрудников для выполнения других заданий;
 снижения затрат на моделирование и отладку СПО.
Рассчитаем экономический эффект, получаемый за счёт высвобождения штатных сотрудников.
Время, расходуемое на моделирование работы ИИС на ЦКМ и подготовку отчётности сотрудником равнялось в среднем трем рабочим дням в месяц:



После проведения исследований на ЦКМ время, необходимое на разработку СПО, составило половину рабочего дня:
Разница в затрачиваемом на работу времени:
В виде основной заработной платы одного сотрудника с окладом 8000 рублей экономия составляет:



В виде дополнительной заработной платы одного сотрудника экономия составляет:



В виде отчисления на социальное страхование за одного сотрудника экономия составляет:



Итого экономия, приходящаяся на одного сотрудника, составляет:



Учитывая, что в отделе насчитывается 11 инженеров, получаем экономический эффект в год:



4.2.5 Краткий вывод о необходимости разработки

Исходя из вышесказанного, применение данной разработки позволит в течение двух лет компенсировать затраты на разработку и эксплуатацию, получить экономический эффект от использования данного комплекса.
В ходе вышеприведённых вычислений были получены следующие результаты:
 была определена трудоёмкость разработки программного продукта, которая составила: 2556,5 чел.-ч;
 рассчитано, что для выполнения данной разработки в планируемый период понадобится два человека, инженер-программист и инженер-математик;
 была рассчитана смета затрат на разработку программного продукта, итоговая сумма которой: 337046,89 руб;
 был рассчитан экономический эффект от реализации программного продукта, который составил ;
 предположительный период окупаемости программного продукта составляет:

года.




5 БЕЗОПАСНОСТЬ И ЭКОЛОГИЧНОСТЬ ПРОЕКТНЫХ РЕШЕНИЙ

Обеспечение защиты информации

Особо важные отрасли, предъявляющие строгие требования к надежности (космос, авиация, вооруженные силы, флот), всегда полагаются на высоконадежные герметичные компоненты. В этом случае слишком велики риски, связанные с применением пластмассовых электронных компонентов в жестких условиях эксплуатации, когда компоненты могут подвергаться воздействию экстремальных температур, влажности, радиации, ударных нагрузок и ускорений. Устройства с оптической развязкой (оптопары, оптроны), обеспечивающие передачу данных с гальванической развязкой, существуют уже 30 лет.
Последние достижения в сфере техноло¬гий конструирования и изготовления передатчиков и приемников позволи¬ли расширить функциональность, повысить степень интеграции и улучшить техниче¬ские характеристики герметичных оптронов для применения в электронной аппаратуре различного назначения. Теперь существуют герметичные цифровые оптроны для высоко-скоростной цифровой передачи данных и ана¬логовые оптроны для измерения напряжения и тока, управления интеллектуальными моду¬лями питания в приводах электродвигателей и порогового де¬тектирования высоких переменных и постоян¬ных напряжений. Кроме того, имеются герме-тичные оптроны на мощных полевых МОП-транзисторах для использования в коммутационных схемах. В зависимости от области применения эти высоконадежные герметичные оптроны предлагаются в обыч¬ном исполнении, а также в исполнениях класса H (высокая надежность) и K (высочайшая на¬дежность). Большинство семейств оптронов выпускаются в корпусах различного типа (8-и 16-контактный корпус DIP, 16-контактный плоский корпус и 20-контактный корпус LCC) и с конфигурациями выводов для традицион¬ного и поверхностного монтажа.

5.1 Заземление и образование контуров

При проведении измерений и сборе данных в системах управ¬ления технологическими про-цессами непосредственно на произ¬водственных участках возникают проблемы, обусловленные различны¬ми воздействиями на оборудование окружающей электромагнитной обстановки. Ситуация может сложиться так, что понизится точность измерений или даже выйдет из строя дорогостоящее оборудование. Учет этих факто¬ров не просто важен, он жизнен¬но необходим.
В производственных усло¬виях системы заземления пере¬дают сигнал и обратные токи от источников питания, формируют опорные потенциалы для измери¬тельных аналоговых и цифровых ин¬терфейсных цепей. Они также служат для стекания накопившихся электри¬ческих зарядов, защищают персонал и оборудование от сбоев и неполадок на линиях питания и от всевозможных электрических разрядов. Но любой ток, протекающий в системе заземле¬ния, создает в ней определенную раз¬ность потенциалов. Различные пере¬ходные процессы, грозовые разряды и удары молний могут вызывать раз¬ность потенциалов в сотни или тысячи вольт.
Заземление выполняется с уче¬том таких факторов, как мощность нагрузки, номинальные токи сраба¬тывания устройств защиты, рабочие частоты и величины сопротивлений, длины кабелей в системе, а также из соображений безопасности. Наибо¬лее желательный способ заземления на низких частотах это заземление всех цепей в одной точке.
Существуют несколько возвратных пу¬тей для тока или множество подсое¬динений в разных точках к системе за¬земления. Токи питания, текущие по проводам заземления, создают напряжения помех в измерительных це¬пях. Самый действенный способ изба¬виться от контура заземления - это ра¬зорвать гальваническую связь между датчиком и землей или входной из-мерительной цепью и землей. Изоля¬ция двух цепей является универсаль¬ным решением. Наиболее популярны схемы с трансформаторной или опти¬ческой гальванической развязкой. В этом случае напряжение синфазной помехи прикладывается ко входам устройства, а паразитный ток значи-тельно уменьшается, так как проход¬ная емкость составляет единицы пикофарад. При необходимости связь между изолированными сторонами можно дополнительно уменьшить, используя разнесенные пары свето-диод-фотодиод и оптоволоконные кабели, что увеличит стоимость оборудования.

5.2 Помеха общего вида

Напряжение помехи общего ви¬да чаше всего является причиной ис¬кажения данных. При использовании простых средств измерений типа карманного цифрового вольтметра с батарейным питанием, воздействие помех на по¬казания прибора будут минимальны, и с проведением измерений не возни¬кает осложнений. Поэтому может воз¬никнуть ощущение, что можно с успе¬хом распространить такой подход к измерениям на системах сбора данных на основе ПК.
Однако в большинстве случаев получаются неудовлетворительные результаты. Прежде всего, следует обратить внимание на следующие параметры измерительных устройств:
— максимальное входное напря¬жение или диапазон входных напря¬жений;
— максимально допустимое вход¬ное напряжение, при котором прибор сохраняет работоспособность;
— коэффициент ослабления синфаз¬ной составляющей входного сигнала.
Напряжение помехи общего ви¬да, которое одновременно синфазно воздействует на каждый из входов прибора относительно уровня земли питания, суммируется с информаци¬онным сигналом. В большинстве уст-ройств сбора данных для ПК обеспе¬чиваются качественные измерения при условии, когда сумма напряже¬ния помехи и сигнала равна или меньше максимального входного напряжения. В этих условиях измере¬ния могут быть выполнены в том случае, если вход устройства сбора данных сконфигурирован как диффе¬ренциальный.
Принимая последнее обстоятельство во внимание, приходим к та¬ким возможным ситуациям:
— сумма напряжения помехи об¬щего вида и сигнала меньше значения максимального входного напряже¬ния. Это хорошие условия для изме¬рений с учетом коэффициента ослаб¬ления синфазного входного сигнала;
— сумма напряжений помехи и сигнала больше значения максимального вводного напряжения, но не пре¬вышает значение максимально допус¬тимого входного напряжения. Резуль¬таты измерения недостоверны, но прибор остается работоспособным;
— сумма напряжений помехи и сигнала превышает значение макси¬мально допустимого входного напряжения. В этой ситуации возможен вы¬ход из строя как устройства сбора данных, так и компьютера.
В Большинстве компьютерных систем сбора данных максимально допустимое входное напряжение сос-тавляет ±30 В. Как же тогда следует поступить, чтобы получить достовер¬ный результат измерения и не допус-тить поломку оборудования? Надо выбрать устройство, в котором вы¬полнена гальваническая развязка, т.е. имеется изоляция входных каскадов устройства. Изоляция обеспечивает развязку цепей между общей клем¬мой на входе прибора и «землей» пи¬тания, связанной с корпусами прибо¬ра или компьютера. Так как вход уст-ройства оказывается изолированным, то его потенциал может «плавать» на уровне напряжения, определяемом величиной помехи. При этом сохраняется точность измерения и дорогос¬тоящее оборудование не будет пов-реждено.
В этой ситуации допустимое значение напряжения помехи общего ви¬да определяется напряжением, кото¬рое может выдержать изолирующий барьер. Например, у большинства модулей нормализаторов сигналов с гальванической развязкой пробой изолирую¬щего барьера происходит при 1500 В переменного тока или 2200 В постоян¬ного. Эти значения намного превышают уровни помех в промышленных условиях.
В многоканальных системах гальваноразвязка может быть организована по принципу групповой развязки, а также возможны комбиниро¬ванные варианты.
Поканальная (индивидуальная для каждого канала) гальваническая развязка позволяет входу каждого канала «плавать» относительно осталь¬ных. Помеха на первом канале, нап¬ример, не будет искажать работу по другим каналам с совершенно други¬ми уровнями помех. Руководствуясь принципом «каждому каналу - свою развязку».
Но индивидуальная развязка удовольствие не из дешевых. В ряде случаев можно уменьшить затраты, используя устройства с групповой гальванической развязкой. Применение этого вида развязки возможно, если источники сигналов «находятся под одним потенциалом». Наличие помехи на одном канале воздействует на остальные каналы группы и созда¬ется угроза повреждения, если какой-либо другой канал находится под нап-ряжением с другим уровнем помехи.

5.3 Применение герметичных оптронов

Оптронами называют такие оптоэлектронные приборы, в которых имеются источник и приемник излучения (светоизлучатель и фотоприемник) с тем или иным видом оптической и электрической связи между ними, конструктивно связанные друг с другом.
Принцип действия оптронов любого вида основан на следующем: в излучателе энергия электрического сигнала преобразуется в световую, в фотоприемнике, наоборот, световой сигнал вызывает электрический отклик.
Практически распространение получили лишь оптроны, у которых имеется прямая оптическая связь от излучателя к фотоприемнику и, как правило, исключены все виды электрической связи между этими элементами.
По степени сложности структурной схемы среди изделий оптронной техники выделяют две группы приборов. Оптопара (говорят также «элементарный оптрон») представляет собой оптоэлектронный полупроводниковый прибор, состоящий из излучающего и фотоприемного элементов, между которыми имеется оптическая связь, обеспечивающая электрическую изоляцию между входом и выходом. Оптоэлектронная интегральная микросхема представляет собой микросхему, состоящую из одной или нескольких оптопар и электрически соединенных с ними одного или нескольких согласующих или усилительных устройств.
Таким образом, в электронной цепи такой прибор выполняет функцию элемента связи, в котором в то же время осуществлена электрическая (гальваническая) развязка входа и выхода.
Безопасная оптическая развязка с исполь¬зованием оптопар, или оптронов, — устояв¬шаяся, проверенная временем и чрезвычай¬но надежная технология. В настоящее время на рынке представлены современные оптроны для высокоскоростной цифровой пере¬дачи данных (до 20 Мбит/с), аналогового из¬мерения тока и напряжения, обратной связи и управления. Имеются также специализи¬рованные оптроны для применения в схемах управления инверторами (на МОП-транзисторах) и интеллектуаль¬ными модулями питания, а также в мощных пороговых детекторах переменных и посто¬янных напряжений.
Традиционно оптроны широко использу¬ются для защитной гальванической развязки маломощных, чувствительных и дорогостоя¬щих электронных компонентов от мощных цепей. Вдобавок оптроны великолепно под¬ходят для сопряжения цепей с высокой раз¬ностью потенциалов общего провода, защиты цепей от высоких синфазных напряжений и подавления шумов и помех, вызванных протеканием нежелательных токов через па¬разитные контуры с замыканием на «землю». Оптроны также применяются для усиления сигналов, включения/выключения различных цепей и изоляции людей от потенциально опасных источников питания и токоведущих частей высокого напряжения, например па¬циентов от высоковольтных медицинских приборов. Прогресс в области технологий конструирования и изготовления оптронов открыл возможности для разработки новых специализированных типов этих устройств, расширения их функциональности и совер¬шенствования их технических характеристик.
Первой областью применения оптронов для подавления синфазных помех и защи¬ты от бросков напряжения была аппаратура цифровой передачи данных. Сегодня одной из сфер, в которых оптроны получают все бо¬лее широкое распространение, являются элек¬тронные приводы электродвигателей с пере¬менной частотой вращения. Существуют также специализированные оптроны для управления инверторами (на базе МОП-транзисторов) и интеллекту¬альными модулями питания, рассчитанные на отдачу или потребление больших токов. Сложные аналоговые устройства оптической развязки все чаще используются вместо дат¬чиков Холла для измерения и контроля пере¬менных фазных токов и постоянных токов шин, а также измерения напряжений на ши¬нах и температуры.
Другой привлекательной особенностью герметичных оптронов является возможность эксплуатации в широком диапазоне темпера¬тур (от -55 до +125 °C), в условиях высокой влажности (на военном и гражданском фло¬те), сильных механических ударных нагрузок (авиационная и спутниковая техника) и ин¬тенсивной радиации (космос). Основные пре¬имущества герметичных оптронов таковы:
— высокая надежность, высокое качество и длительный срок службы;
— возможность работы на переменной ско¬рости и частоте;
— простота конструкции;
— относительно небольшие размеры и пло¬щадь посадочного места;
— относительно малая рассеиваемая мощ¬ность;
— безопасная оптическая развязка (гальвани¬ческая);
— прочность, способность выдерживать те¬пловые и механические ударные нагрузки;
— устойчивость к помехам, вызванным про¬теканием токов по паразитным контурам с замыканием на «землю»;
— работа при высоких температурах;
— радиационная стойкость, обеспечивающая возможность применения в космической аппаратуре;
— развязка между устройствами с различны¬ми уровнями напряжений и сдвиг уровня;
— усиление и ослабление цифровых и анало¬говых сигналов;
— изоляция операторов от потенциально опасных силовых цепей и токоведущих частей;
— блокирование распространения шумов и помех между управляющими и силовы¬ми цепями;
— защита дорогостоящих цифровых цепей от переходных перенапряжений.
Оптронам присущи и определенные недостатки:
— значительная потребляемая мощность, обусловленная необходимостью двойного преобразования энергии (электричество - свет - электричество) и невысокими КПД этих переходов;
— более или менее заметная временная деградация (ухудшение) параметров;
— повышенная чувствительность параметров и характеристик к воздействию повышенной температуры и проникающей ядерной радиации;
— относительно высокий уровень собственных шумов, обусловленный, как и два предыдущих недостатка, особенностями физики светодиодов;
— сложность реализации обратных связей, вызванная электрической разобщенностью входной и выходной цепей;
— Конструктивно-технологическое несовершенство, связанное с использованием гибридной непланарной технологии, (с необходимостью объединения в одном приборе нескольких отдельных кристаллов из различных полупроводников, располагаемых в разных плоскостях).
Перечисленные недостатки оптронов по мере совершенствования материалов, технологии, схемотехники частично устраняются, но тем не менее еще длительное время будут носить достаточно принципиальный характер. Однако их достоинства столь высоки, что обеспечивают уверенную внеконкурентность оптронов среди других приборов микроэлектроники.

5.4 Использование герметичных оптронов в цифровых схемах

Современные коммуникации базируются на цифровой передаче данных. Технический прогресс в таких областях, как компьютеры, спутники, телеметрия, электроника и инте¬гральные схемы, создал условия для генера¬ции и передачи огромных объемов данных.
Паразитные токи часто приводят к возникновению смещений и шума, нарушающих целостность данных. Использование оптрона препятствует протеканию тока между линией передачи и управляющей логикой, роль ко¬торой зачастую играет процессор удаленного компьютера. Еще одной проблемой являются синфазные помехи, связанные со сдвигом по-тенциала общего провода. Оба эти эффекта — токи через паразитный контур с замыканием на «землю» и синфазные помехи — можно устранить с помощью оптронов.
Распространенное заблуждение касатель¬но применения оптронов для цифровой передачи данных состоит в том, что их мож¬но непосредственно использовать в качестве линейных формирователей или приемни¬ков. Вообще говоря, входные и выходные каскады оптронов совместимы с ТТЛ и/или КМОП-логикой. Эти каскады не оптимизи¬рованы для непосредственной работы в роли линейных формирователей или приемников (хотя при наличии детального представления о стандарте цифровой передачи данных и тщательном проектировании цепи управле¬ния оптроном его в некоторых случаях можно заставить функционировать как линейный приемник).
Так или иначе, оптроны не могут впрямую использоваться в качестве линейных формирователей, так как их выходные каска¬ды не обладают для этого достаточной мощ¬ностью. Поэтому, чтобы результирующая конструкция получилась безопасной и эф¬фективной, рекомендуется использовать под¬ходящий приемопередатчик, совместимый с используемым стандартом передачи данных, и правильно подобранный оптрон.
Один из самых распространенных стандартов передачи данных — RS-232. Он требует нали-чия на линии одного передатчика и приемни¬ка. Уровни передаваемых по RS-232 сигналов составляют от +5 до +15 В, а типичная скорость передачи данных — 20 кбит/с. RS-484 — это многоабонентский стандарт, позволяющий подключать к линии передачи до 32 передатчи¬ков и 32 приемников. Максимальная скорость передачи данных составляет 10 Мбит/с при максимальной длине кабеля 1200 м.
Например, если предполагается исполь¬зовать оптрон в качестве линейного прием¬ника на линии стандарта RS-232, он должен обладать достаточной чувствительностью, чтобы воспринимать сигнал напряжением от +3 В, и представлять для линии переда¬чи импеданс минимум 3 кОм и максимум 7 кОм. Формирователь линии передачи стандарта RS-232 должен обеспечивать ток 500 мА. Именно разнообразные и строгие требования к чувствительности приемника и току формирователя обуславливают необ¬ходимость использования приемника, адек-ватного используемому стандарту, и оптрона, отвечающего требованиям данного стан¬дарта к скорости передачи данных.
Это не значит, что оптроны в принципе не могут использоваться в качестве линейных приемников. При тщательно сконструиро¬ванной цепи формирователя входного тока оптрон может функцио¬нировать как приемник на линии передачи стандарта RS-232. Кроме того, существуют специализированные оптроны, рассчитан¬ные на непосредственную работу в качестве линейных приемников. В качестве приме¬ра такого специализированного приемника можно привести оптрон HCPL-1931.
Если оптрон применяется как линейный формирователь, в дополнение к нему необ¬ходим внешний буферный усилитель тока, который будет обеспечивать требуемый ток для линии передачи. Однако при надлежа¬щем выборе линейного приемника можно избежать необходимости проектировать как цепи входного формирователя, совместимые с параметрами приемника, так и внешний усилитель тока. Именно из соображений простоты конструкции и непосредственной доступности линейных приемопередатчиков рекомендуется пользоваться последними при конструировании линий передачи.
Большинство основных семей¬ств герметичных оптронов выпускается в модификациях с различными типами корпусов и числом каналов. Все эти устройства предлагаются в обычном исполне¬нии, а также в исполнениях класса H (высокая надежность) и K (высочайшая надежность).
Максимальную скорость передачи данных через оптрон можно рассчитать по ее задерж¬ке распространения. Задержка распростра¬нения определяет, насколько быстро логический сигнал распространяется по оптрону. Простейшая оценка скорости передачи дан¬ных для худшего случая — величина, обрат¬ная максимальной задержке распростране¬ния. В технической документации по оптронам указывается задержка распространения при переключения с низкого уровня на вы¬сокий и при переключении с высокого уровня на низкий. Величина, обратная большей из этих из двух задержек, соответ¬ствует максимально возможной скорости передачи данных.
Уровень искажений длительности им¬пульса определяется как разность между двумя этими задержками. На этом параметре осно¬ван еще один способ определения быстро¬действия оптрона. Как правило, уровень искажений длительности импульса в диапа¬зоне от 20 до 30 процентов считается при¬емлемым в отрасли.
Таким образом, зная скорость передачи данных, которую требует используемый стандарт, легко подобрать оптрон с адекватным этому стандарту быстродействием. Напомним, что оптрон будет использоваться в сочетании с подходящим для выбранного стандарта приемопередатчиком.
Один канал двойного оптрона HCPL-5631 может служить для передачи разрешающего сиг-нала, который необходим в многоабо¬нентском (32 приемника и 32 передатчика) стандарте. Как уже отмечалось выше, в качестве линейного формирователя и приемни¬ка должен использоваться надлежащий ли¬нейный приемопередатчик. Максимальная скорость передачи данных для стандарта RS-485 со¬ставляет 10 Мбит/с. Выбранные оптроны должны обеспечивать скорость передачи данных 10 Мбит/с, соответствующую тре¬бованиям к пропускной способности линии передачи данных.
Еще один пример применения оптронов для цифровой передачи данных — использование их в локальных сетях контроллеров (Controller Area Network, CAN). CAN — это протокол последовательной шины и предназначенный главным образом для пере¬дачи управляющих данных между множеством узлов шины при высокоскоростном цифровом обмене данными в бортовой аппаратуре транс¬портного средства.

5.5 Обеспечение гальванической развязки

Гальваническую развязку обеспечива¬ет оптрон HCPL-5601, размещенный меж¬ду контроллером и приемопередатчиком CAN. HCPL-5601 — это быстродействую¬щий оптрон со скоростью передачи данных 10 Мбод и максимальной задержкой распро¬странения 140 нс. При передаче или приеме данных на типичной для протокола CAN ско¬рости 500 кбит/с задержка, вносимая этими оптронами, в минимальной степени влияет на максимально достижимую длину шины.
Контроллер протокола подключается к приемопере¬датчику через оптрон HCPL-5601. Идущая от контроллера последовательная линия вывода данных обеспечивает переда¬чу данных, а последовательная линия ввода данных — прием. Приемопередатчик подключается к линии передачи шины CAN с помощью двух контактов. Передача и прием данных осущест¬вляется по дифференциальной схеме.
Помимо передачи данных, цифровые оптроны имеют множество других применений в промышленном, коммерческом и высоко¬надежном оборудовании — импульсные ис¬точники питания, управление электродви¬гателями, источники бесперебойного пита¬ния, спортивное оборудование, тренажеры и медицинская аппаратура.
Для работы практически любого электрон¬ного устройства, промышленного, коммер¬ческого или высоконадежного, требуется тот или иной источник питания. Быстродействующие циф¬ровые оптроны часто используются в кон¬туре обратной связи с развязкой, напри¬мер в импульсных источниках питания с широтно-импульсной модуляцией.
В импульсном источнике питания переклю¬чательные транзисторы работают на некото¬рой частоте, которая вырабатывается цепью управления. Эта управляющая цепь отслеживает выходное напряжение ис¬точника питания через развязывающий ка¬скад и генерирует частоту как функцию измеренного напряжения. Оптроны работа¬ют на частоте и управляют мощными МОП-транзисторами. Напряжение частоты с выхода этих транзисторов подается на первичную обмотку трансформатора, тем самым обеспечивается весьма высокий КПД, которым заслуженно славятся импульсные источники питания.
Выводы:
1. В производственных усло¬виях системы заземления пере¬дают сигнал и обратные токи от источников питания, формируют опорные потенциалы для измери¬тельных аналоговых и цифровых ин¬терфейсных цепей. Они также служат для стекания накопившихся электри¬ческих зарядов, защищают персонал и оборудование от сбоев и неполадок на линиях питания и от всевозможных электрических разрядов.
2. Нужно выбирать устройства, в которых вы¬полнена гальваническая развязка, т.е. имеется изоляция входных каскадов устройства. Изоляция обеспечивает развязку цепей между общей клем¬мой на входе прибора и «землей» пи¬тания, связанной с корпусами прибо¬ра или компьютера. Так как вход уст¬ройства оказывается изолированным, то его потенциал может «плавать» на уровне напряжения, определяемом величиной помехи. При этом сохраняется точность измерения и дорогос¬тоящее оборудование не будет пов¬реждено.
3. Принцип действия оптронов любого вида основан на следующем: в излучателе энергия электрического сигнала преобразуется в световую, в фотоприемнике, наоборот, световой сигнал вызывает электрический отклик. Традиционно оптроны широко использу¬ются для защитной гальванической развязки маломощных, чувствительных и дорогостоя¬щих электронных компонентов от мощных цепей.
4. Паразитные токи часто приводят к возникновению смещений и шума, нарушающих целостность данных. Использование оптрона препятствует протеканию тока между линией передачи и управляющей логикой, роль ко¬торой зачастую играет процессор удаленного компьютера. Еще одной проблемой являются синфазные помехи, связанные со сдвигом по-тенциала общего провода. Оба эти эффекта — токи через паразитный контур с замыканием на «землю» и синфазные помехи — можно устранить с помощью оптронов.
5. HCPL-5601 — это быстродействую¬щий оптрон со скоростью передачи данных 10 Мбод и максимальной задержкой распро¬странения 140 нс, обеспечивающий гальваническую развязку и размещающийся меж¬ду контроллером и приемопередатчиком.


ЗАКЛЮЧЕНИЕ

Результатом выполнения дипломной работы является создание единого математического обеспечения ИИС для двух вариантов исполнения МАР: на основе волновых твердотельных гироскопов и на основе микроэлектромеханических систем.
В процессе выполнения дипломной работы решены следующие задачи:
— рассмотрены тактико-технические требования к алгоритмическому обеспечению;
— изучены источники информации для информационной системы и приемники информации от информационной системы;
— сформирован объем требуемой информации от информационной системы;
— обоснованы структура и логика функционирования информационной системы;
— модернизированы алгоритмы информационной системы (алгоритмы ориентации и навигации и алгоритм начальной выставки) под задачи и условия применения МАР;
— отработано алгоритмическое обеспечение на ЦКМ; приведено описание условий испытаний, аналитическая оценка вычислительных алгоритмов и результаты моделирования их работы на ЭВМ; оценена методическая погрешность счисления требуемых параметров навигации во всех режимах применения;
— проведены оценки выполнения тактико-технических требований информационной системой (оценка точности малогабаритной инерциальной системы).
Математическое обеспечение ИИС решает задачу автономного инерциального наведения ИСУ на точку интереса. В дипломной работе проведена оценка возможного времени работы обоих ИСУ в инерциальном режиме без поддержки АСН.
Математическое обеспечение ИИС работает в режиме совместного полета и автономного полета. В дипломной работе проведена оценка необходимого времени подготовки к пуску для обеспечения работы ИСУ в инерциальном режиме без поддержки АСН.
Материалы дипломной работы положены в основу специального программного обеспечения ИСУ МАР.

СПИСОК ИСПОЛЬЗОВАННЫХ ИСТОЧНИКОВ

1. Андреев В.Д. Теория инерциальной навигации. Автономные системы. М: Наука, 1966.
2. Андреев В.Д. Теория инерциальной навигации. Корректируемые системы. М: Наука, 1968.
3. Бромберг П. Теория инерциальных систем навигации. М: Наука, 1979.
4. Двайт Г.Б. Таблицы интегралов и другие математические формулы. М: Наука, 1983.
5. Кузовков Н.Т., Салычев О.С. Инерциальная навигация и оптимальная фильтрация. М: Машиностроение, 1982.
6. Лившич Н.А., Пугачев В.Н. Вероятностный анализ систем автоматического управления. М: Советское радио, 1963.
7. Липтон А. Выставка инерциальных систем на подвижном основании. М: Наука, 1971.
8. Соколов А.Г. Использование параметров ориентации для выставки БИНС на подвижном основании. Вопросы авиационной науки и техники. Сер.ПНК,вып.5А, 1989.
9. Технические требования на проведение работ по «Созданию инерциальной системы управления малогабаритной авиационной ракеты».
10. Техническое задание на составную часть научно–исследовательской работы по теме: «Разработка технологии комплексной отработки системотехнических, схемотехнических и конструкторско-технологических решений по малогабаритным помехозащищенным интегрированным инерциально-спутниковым системам управления перспективных образцов управляемых авиационных средств поражения для обеспечения их создания и промышленного производства».

© Copyright 2012-2020, Все права защищены.