RU2801623C2

RU2801623C2 - Способ автономной коррекции гировертикали

Info

Publication number: RU2801623C2
Application number: RU2022101916A
Authority: RU
Inventors: Борис Олегович Качанов; Владимир Сергеевич Кулабухов; Виктор Федорович Заец; Николай Алексеевич Туктарев
Filing date: 2022-01-27
Publication date: 2023-08-11

Abstract

Изобретение относится к измерительной технике и может быть использовано для морских и воздушных объектов. Способ автономной коррекции гировертикали заключается в том, что используют только выходные сигналы датчиков ДУС и датчиков ДЛУ, затем определяют модуль угловой скорости и осуществляют интегрирование уравнений фильтра низких частот модуля угловой скорости, переключение постоянных времени апериодических звеньев для оценок крена и тангажа в зависимости от величины фильтрованного модуля скорости вращения. Затем вычисляют оценку крена, соответствующую производной крена по уравнению Эйлера с учетом текущих оценок крена и тангажа. Оценку тангажа корректируют с учетом статической оценки тангажа при условии, что фильтрованное отклонение модуля перегрузки от единицы меньше порогового значения. Оценку крена корректируют с учетом статической оценки при условии, что фильтрованное отклонение модуля перегрузки от единицы меньше порогового значения. Технический результат – обеспечение возможности непрерывного получения значений углов, удовлетворяющих требованиям точности к резервной системе определения углов крена и тангажа. 6 ил.

Description

Изобретение относится к измерительной технике и может быть использовано для морских, воздушных и наземных объектов. Задачей изобретения является уменьшение требований к вычислительной мощности бортовой ЭВМ резервной гировертикали путем создания способа ее непрерывной коррекции по выходным сигналам датчиков линейных ускорений (ДЛУ).

В бесплатформенной гировертикали углы крена и тангажа вычисляются по информации от датчиков угловых скоростей, как угловые отклонения от осей опорной системы координат, которая определяется перед взлетом.

Основным недостатком бесплатформенных систем является накопление ошибок с течением времени, поэтому большое внимание уделяется точности используемых гироскопов. Данный недостаток устраняется путем коррекции угловой ориентации по показаниям акселерометров, которая обеспечивает устранение эффекта накопления погрешностей. Коррекция осуществляется в установившихся режимах полета. При этом снижается влияние динамики ЛА на точность определения углов. Такой способ коррекции называется маятниковым. Привлекательность маятниковой коррекции заключается в простоте, а также в исключении необходимости учитывать форму Земли, ее угловую скорость и местоположение ЛА. Актуальной является разработка способов выделения гравитационных составляющих из ускорений, измеряемых акселерометрами в полете.

Известен способ коррекции инерциальной навигационной системы (ИНС), Патент RU 2345326, G01C 21/06, опубл. 27.01.2009. Бюл. №3.

Сущность способа заключается в следующем. По показаниям акселерометров, входящих в состав ИНС, определяют абсолютное ускорение, действующее на объект, на котором установлена ИНС, по формуле:

где g_x - показания акселерометра, измеряющего ускорение по продольной оси объекта, на котором установлена ИНС; g_y - показания акселерометра, измеряющего ускорение по вертикальной оси; g_z - показания акселерометра, измеряющего ускорение по поперечной оси объекта, на котором установлена ИНС. В момент времени, когда абсолютное ускорение, равно ускорению силы тяжести |а|=g для местности, где находится ИНС, производится коррекция ИНС по углам тангажа и крена. Этот момент времени соответствует равномерному прямолинейному установившемуся движению объекта с постоянной скоростью. Для коррекции ИНС по формуле υ=-arcsin (g_x/g) находится истинное значение угла тангажа, а по формуле γ=-arctg(g_z/g_y) находится истинное значение угла крена. Далее показания ИНС по углам тангажа и крена заменяются на вычисленные.

Недостаток заключается в том, что при маневрировании ЛА моменты времени, когда оценки крена и тангажа обладают достаточной точностью, могут возникать недопустимо редко. Это может привести к возникновению значительных погрешностей в результате действия постоянных или медленно меняющихся ускорений во всем диапазоне условий полета.

Известен Способ коррекции бесплатформенной инерциальной навигационной системы (БИНС), описанный в патенте RU 2564380, МПК G01C 21/06, опубликованный 27.09.2015 г. в бюллетене №27, принятый нами за прототип.

В известном способе на основании сигналов, поступающих с акселерометров, входящих в состав ИНС, определяют модуль абсолютного ускорения, действующего на объект, на котором установлена ИНС, используют сигналы, соответствующие угловой скорости объекта и оценивают сигнал, соответствующий земной скорости, осуществляют комплексирование этих сигналов и преобразованных сигналов, соответствующих линейным ускорениям с учетом параметров полета объекта, а адаптивную оценку крена и тангажа осуществляют посредством фильтра Калмана, в котором коэффициент усиления изменяется в зависимости от текущих значений модулей перегрузки и линейной скорости, а также от угловых скоростей.

Недостаток известного способа заключается в том, что для рекуррентного оценивания углов крена и тангажа при помощи фильтра Калмана требуется достаточно мощный резервный бортовой вычислитель.

Целью заявляемого изобретения является непрерывное обеспечение летательного аппарата углами крена и тангажа в резервном режиме с требуемой точностью и уменьшение требований к мощности резервного бортового вычислителя.

Поставленная цель достигается за счет того, что в способе автономной коррекции гировертикали, при котором используют сигналы, поступающие с датчиков угловых скоростей и датчиков линейных ускорений, определяют модуль перегрузки, осуществляют комплексирование и преобразованных этих сигналов, дополнительно определяют модуль вектора трех угловых скоростей, интегрируют уравнения фильтра низких частот (ФНЧ) модуля угловой скорости, осуществляют переключение постоянных времени апериодических звеньев для оценок крена и тангажа в зависимости от величины фильтрованного модуля скорости вращения, определяют оценку крена соответствующую производной крена по уравнению Эйлера, с учетом текущих оценок крена и тангажа, определяют сигнал обратной связи для крена и входной сигнал интегратора крена постоянную времени Т_γ назначают из условий T_γ=T₁ при |ω|_ƒ<Por(ω) или Т_γ=Т₂ при |ω|_ƒ≥Por(ω), определяют величину выходного сигнала интегратора которая и является оценкой крена, определяют тангаж, соответствующую производной тангажа по уравнению Эйлера, с учетом текущей оценки крена, определяют сигнал обратной связи и входной сигнал интегратора тангажа постоянную времени для оценивания тангажа определяют путем трехкратного увеличения назначенной постоянной времени угла крена Т_ϑ=3Т_γ, определяют величину выходного сигнала интегратора где значения углов крена и тангажа на предыдущем шаге, далее осуществляют интегрирование уравнений отклонения модуля перегрузки от единицы, корректируют оценку тангажа с учетом статической оценки ϑ_st при условии того, что отклонение модуля перегрузки от единицы меньше порогового значения корректируют оценку крена с учетом статической оценки γ_st при условии того, что отклонение модуля перегрузки от единицы меньше порогового значения где ϑ_st=sin(n_x) - статическая оценка тангажа; где k_1ϑ - весовой коэффициент статической оценки тангажа; k_2ϑ=1-k_1ϑ - весовой коэффициент оценки тангажа, γ_st=-Arctg(n_z/n_y) - статическая оценка крена; k_1γ - весовой коэффициент статической оценки крена; k_2γ=1-k_1γ - весовой коэффициент оценки крена. Скорректированные величины крена и тангажа используют на следующем шаге при интегрировании сигналов от ДУС и ДЛУ в уравнениях Эйлера и следующей коррекции.

Результаты исследований работы предлагаемого изобретения подтверждаются графиками, где на фиг. 1 показаны: ряд 1 - крен; ряд 2 - оценка крена без коррекции; ряд 3 - оценка крена с коррекцией. На фиг. 2 представлены: ряд 4 - погрешность оценки крена без коррекции; ряд 5 - погрешность оценки крена с коррекцией. На фиг. 3 представлены: ряд 6 - тангаж; ряд 7 - оценка тангажа без коррекции; ряд 8 -оценка тангажа с коррекцией. На фиг. 4 - фиг. 6 представлены результаты определения углов при полете в турбулентной атмосфере. На фиг. 4: ряд 9 - крен; ряд 10 - оценка крена без коррекции; ряд 11 - оценка крена с коррекцией. На фиг. 5: ряд 12 - погрешность оценки крена без коррекции; ряд 13 - погрешность оценки крена с коррекцией. На фиг. 6: ряд 14 - тангаж; ряд 15 - оценка тангажа без коррекции; ряд 16 - оценка тангажа с коррекцией.

Суть работы способа излагается ниже.

Алгоритм предназначен для непрерывного режима работы и представляется бесконечным циклом по квантам времени Δt в соответствии с принятой частотой регистрации датчиков.

Описание алгоритма приводится по шагам для одного Δt.

Шаг 1. По измерениям ДУС ω_х, ω_у, ω_z определяют модуль угловой скорости:

Шаг 2. Интегрируют уравнения ФНЧ для модуля угловой скорости. Фильтр необходим для защиты от шумов и бросков измерений угловых скоростей:

|ω|_ƒ=w_2ƒ фильтрованный модуль угловой скорости;

Начальные условия ФНЧ для первого отсчета измерений - нулевые: w_1ƒ=0, w_2ƒ=0; Т - постоянная времени ФНЧ.

Шаг 3. Переключают постоянные времени апериодических звеньев для оценок крена и тангажа в зависимости от величины фильтрованного модуля скорости вращения.

Por(ω) - порог фильтрованного модуля угловой скорости;

Т_γ - постоянная времени апериодического звена для оценивания крена;

Т_γ=T₁ при |ω|_ƒ<Por(ω); Т_γ=Т₂ при |ω|_ƒ≥Por(ω),

Т_ϑ=3Т_γ - постоянная времени апериодического звена для оценивания тангажа.

Шаг 4. Определяют оценку крена

- входной сигнал схемы крена, соответствует производной крена по уравнению Эйлера с учетом текущих оценок крена и тангажа,

- сигнал обратной связи для крена;

- входной сигнал интегратора крена;

- выходной сигнал интегратора, который и является оценкой крена;

Начальное условие оценки крена для первого Δt - нулевое

Шаг 5. Определяют оценки тангажа

- входной сигнал схемы тангажа, соответствует производной тангажа по уравнению Эйлера с учетом текущей оценки крена;

- сигнал обратной связи;

- входной сигнал интегратора тангажа;

- выходной сигнал интегратора - оценка тангажа.

Начальное условие оценки тангажа для первого Δt - нулевое

Шаг 6. Определяют модуль перегрузки:

Шаг 7. Интегрируют уравнения ФНЧ отклонения модуля перегрузки от единицы, Фильтр необходим для защиты от шумов и бросков измерений линейных ускорений.

- фильтрованное отклонение модуля перегрузки от единицы.

Начальные условия ФНЧ для первого отсчета измерений: n_1ƒ=0, n_2ƒ=0;

Т - постоянная времени ФНЧ.

Шаг 8. Корректируют оценку тангажа:

Por_n - порог отклонения фильтрованного модуля тангажа от единицы;

ϑ_st=sin(n_x) - статическая оценка тангажа;

k_1ϑ=0.001 - весовой коэффициент статической оценки тангажа;

k_2ϑ=1-k_1ϑ - весовой коэффициент оценки тангажа;

- коррекция оценки тангажа с учетом статической оценки ϑ_st при условии того, что фильтрованное отклонение модуля перегрузки от единицы меньше порогового значения:

Шаг 9. Корректируют оценку крена:

γ_st=-Arctg(n_z/n_y) - статическая оценка крена.

k_1γ=0.001/3 - весовой коэффициент статической оценки крена - меньше в 3 раза коэффициента k_1ϑ.

k_2γ=1-k_1γ - весовой коэффициент оценки крена.

- коррекция оценки крена с учетом статистической оценки γ_st при условии того, что фильтрованное отклонение модуля прегрузки от единицы меньше порогового значения:

Результаты моделирования представлены в иллюстрациях. Фиг. 1-3 - графики полета в спокойной атмосфере. Фиг. 4-6 - графики полета в турбулентной атмосфере. При этом погрешности датчиков принимались согласно приведенным ниже значениям:

0.01 град/с - смещения нулей ДУС, 0.1 град/с - СКО шумов ДУС,

0.001 g - смещения нулей ДЛУ, 0.01 g - СКО шумов ДЛУ.

Таким образом, по данным моделирования на авиасимуляторе и при указанных погрешностях датчиков предлагаемый способ обеспечивает СКО погрешностей до уровня 0.5 градуса по крену и 0.6 градуса по тангажу при нулевом значении математических ожиданий крена и тангажа в спокойной атмосфере. В турбулентной атмосфере СКО погрешностей составляет 0.7 градуса по крену и 0.8 градуса по тангажу. При этом смещение оценок крена и тангажа имеет порядок 0.2 и 0.3 градуса соответственно.

Техническим результатом использования изобретения является уменьшение требований к вычислительной мощности для резервной гировертикали и непрерывное получение значений углов, удовлетворяющих требованиям точности к резервной системе определения углов крена и тангажа.

Claims

Способ автономной коррекции гировертикали, при котором используют сигналы, поступающие с датчиков угловых скоростей и датчиков линейных ускорений, определяют модуль перегрузки, осуществляют комплексирование и преобразование этих сигналов, отличающийся тем, что дополнительно определяют модуль вектора трех угловых скоростей, интегрируют уравнения фильтра низких частот (ФНЧ) модуля угловой скорости, осуществляют переключение постоянных времени апериодических звеньев для оценок крена и тангажа в зависимости от величины фильтрованного модуля скорости вращения, определяют крен, соответствующий производной крена по уравнению Эйлера, с учетом текущих оценок крена и тангажа, определяют сигнал обратной связи для крена и входной сигнал интегратора крена постоянную времени Т_γ назначают из условий Т_γ=Т₁ при |ω|_ƒ<Por(ω) или Т_γ=Т₂ при |ω|_ƒ≥Por(ω), определяют величину выходного сигнала интегратора которая и является оценкой крена, определяют тангаж, соответствующий производной тангажа по уравнению Эйлера, с учетом текущей оценки крена, определяют сигнал обратной связи и входной сигнал интегратора тангажа постоянную времени для оценивания тангажа определяют путем трехкратного увеличения назначенной постоянной времени угла крена Т_ϑ=3Т_γ, определяют величину выходного сигнала интегратора где - значения углов крена и тангажа на предыдущем шаге, далее осуществляют интегрирование уравнений отклонения модуля перегрузки от единицы, корректируют оценку тангажа с учетом статической оценки ϑ_st при условии того, что отклонение модуля перегрузки от единицы меньше порогового значения корректируют оценку крена с учетом статической оценки γ_st при условии того, что отклонение модуля перегрузки от единицы меньше порогового значения где ϑ_st=sin(n_x) - статическая оценка тангажа; где k_1ϑ - весовой коэффициент статической оценки тангажа; k_2ϑ=1-k_1ϑ - весовой коэффициент оценки тангажа, γ_st=-Arctg(n_z/n_y) - статическая оценка крена; k_1γ - весовой коэффициент статической оценки крена; k_2γ=1-k_1γ - весовой коэффициент оценки крена, скорректированные величины крена и тангажа используют на следующем шаге при интегрировании сигналов от ДУС и ДЛУ в уравнениях Эйлера и следующей коррекции.