Размещено на http://www.allbest.ru/

ВОЕННО-КОСМИЧЕСКАЯ АКАДЕМИЯ имени А.Ф. МОЖАЙСКОГО

РЕФЕРАТ

на тему: «Развитие систем автономной навигации для беспилотных летательных аппаратов»

Выполнил:

научный сотрудник 472 лаборатории ВИ (НИ)

ст. лейтенант Пономарев А.Л.

Проверил:

заведующий 107 кафедрой Конорев В.В.

«СОГЛАСОВАНО»

Научный руководитель:

СНС 471 лаборатории ВИ (НИ)

профессор В.Кежаев

Санкт-Петербург

2014г.



СОДЕРЖАНИЕ

ОБОЗНАЧЕНИЯ И СОКРАЩЕНИЯ

ВВЕДЕНИЕ

1. ОПРЕДЕЛЕНИЯ И ПОНЯТИЯ

2. ВОЗНИКНОВЕНИЕ НАВИГАЦИИ

3.ПРИНЦИПЫ ПОСТРОЕНИЯ ИНЕРЦИАЛЬНЫХ НАВИГАЦИОННЫХ СИСТЕМ И ИСТОРИЯ ПОЯВЛЕНИЯ ПЕРВЫХ НАВИГАЦИОННЫХ СИСТЕМ

4. РАЗРАБОТКА НОВЫХ ТИПОВ ГИРОСКОПИЧЕСКИХ ЧУВСТВИТЕЛЬНЫХ ЭЛЕМЕНТОВ

5. ЗАКЛЮЧЕНИЕ

ЛИТЕРАТУРА



ОБОЗНАЧЕНИЯ И СОКРАЩЕНИЯ

АУТ - активный участок траектории;

БИНС - бесплатформенная инерциальная система навигации;

БПЛА (БЛА) - беспилотный летательный аппарат;

ВОГ - волоконно-оптический гироскоп;

ВТГ - волновой твердотельный гироскоп;

ГСП - гироскоп на свободном подвесе;

ДНГ - динамически настраиваемый гироскоп;

ИНС - инерциальная система навигации;

ЛА - летательный аппарат;

НС - навигационная система;

НУ - навигационное устройство;

ЛГ - лазерный гироскоп;

ПЛ - подводная лодка;

ПУ -пусковая установка;

СУ - система управления;

ЦВМ - центральная вычислительная машина.



ВВЕДЕНИЕ

Стимулом к развитию беспилотной авиации во всем мире послужило успешное и широкое использование БПЛА армиями США и Израиля в ходе военных операций (Персидский залив, Югославия, Ближний Восток, арабо-израильские войны). При этом беспилотники зарекомендовали себя как эффективное средство разведки, сопровождения боя, в качестве ложных мишеней для обнаружения зенитных установок противника, доставки грузов, для выполнения прочих боевых задач. Но все эти многочисленные задачи, которые выполняет БПЛА были бы невозможны без точной системы навигации, а в боевых условиях, когда выполнять эти задачи нужно еще и скрытно, автономные системы навигации играют незаменимую роль.



1. ОПРЕДЕЛЕНИЯ И ПОНЯТИЯ

Беспилотный летательный аппарат (БПЛА или БЛА) -- в общем случае это летательный аппарат без экипажа на борту.

Понятие летательный аппарат включает в себя большое число типов, у каждого из которых есть свой беспилотный аналог. В таблице 1 представлена краткая типология БПЛА, как видно это достаточно широкий класс летательных аппаратов. Для того что бы сузить тему нашего обсуждения подробнее остановиться на такой важной характеристике как способ управления (навигации) БПЛА.

Навигация - раздел науки о способах проведения морских, воздушных судов и космических летательных аппаратов из одной точки пространства в другую. Эта задача решается методами и приборами мореходной, воздушной и космической навигации, которые позволяют определить местоположение и ориентацию движущегося объекта относительно принятой системы координат, величину и направление скорости движения, направление и расстояние до места назначения и т.д. К задачам навигации также относится определение оптимального маршрута движения, под которым понимается требование обеспечения максимальной безопасности и экономичности вывода объекта в заданную точку пространства в определенный момент времени с установленной точностью.

Параметры движения ЛА (параметры траектории, координаты и др.) и другие параметры, используемые для формирования программы траекторного движения, называют навигационными. Системы, определяющие навигационные параметры по первичным параметрам (линейные угловые ускорения или скорости, расстояния, азимуты и др.), называют навигационными системами.

Различают следующие навигационные системы по способу управления:

Ручное управление оператором (или дистанционное пилотирование) с дистанционного пульта управления в пределах оптической наблюдаемости или по видовой информации, поступающей с видеокамеры переднего обзора. При таком управлении оператор прежде всего решает задачу пилотирования: поддержание нужного курса, высоты и т.д.

Автоматическое управление обеспечивает возможность полностью автономного полета БЛА по заданной траектории на заданной высоте с заданной скоростью и со стабилизацией углов ориентации. Автоматическое управление осуществляется с помощью бортовых программных устройств. Степень автономности НУ и НС определяется относительным объемом используемой внешней информации; чем меньше используется внешняя информация, тем более автономны НУ и НС.

Таблица 1. Типы беспилотных летательных аппаратов.

	Аэростатические	Аэродинамические	Реактивные
		Гибкое крыло	Фиксированное крыло	Вращающееся крыло
безмоторные	Аэростаты	Воздушные змеи и аналоги безмоторных аппаратов сверхлегкой авиации (парапланы, дельтопланы и др.)	Планеры
моторные	Дирижабли	Аналоги моторных аппаратов сверхлегкой авиации (парапланы, дельтопланы и др.)	БПЛА самолетного типа	БПЛА вертолетного типа	Космические реактивные аппараты

Полуавтоматическое управление (или дистанционное управление) - полет осуществляется автоматически без вмешательства человека с помощью автопилота по первоначально заданным параметрам, но при этом оператор может вносить изменения в маршрут в интерактивном режиме.

Последние два способа в настоящее время являются наиболее востребованными со стороны эксплуатантов беспилотных систем, т.к. предъявляют наименьшие требования к подготовке персонала и обеспечивают безопасную и эффективную эксплуатацию систем беспилотных летательных аппаратов. Полностью автоматическое управление может быть оптимальным решением для задач аэрофотосъемки заданного участка, когда нужно снимать на большом удалении от места базирования вне контакта с наземной станцией.

В то же время, поскольку за полет отвечает лицо, осуществляющее запуск, то возможность влиять на полет с наземной станции может помочь избежать внештатных ситуаций.

К автономным навигационным системам относят

- инерциальные системы, основанные на измерении ускорений и их интегрировании во времени c целью получения скорости и координат положения;

- астрономические системы, позволяющие получать координаты местонахождения, скорость и время полета путем измерения угловых размеров небесных тел и направлений на них, а также величину допплеровских смещений в спектрах излучения звезд и планет;

- астро-инерциальные системы, сочетающие функции инерциальных и астрономических систем;

- системы, основанные на использовании энергии электромагнитного излучения Солнца и других планет;

- системы моделирования параметров движения. Кроме этих основных систем, существуют и другие системы автономной навигации, основанные на магнитных, радиолокационных и других измерениях.

Проведя анализ степени автономности приведенных систем навигации, по относительному объему используемой внешней информации, установлено, что наиболее автономной является инерциальная система. О ее развитие и пойдет речь.

2. ВОЗНИКНОВЕНИЕ НАВИГАЦИИ

Когда человек не знает, к какой пристани

он держит путь, для него ни один ветер

не будет попутным.

Сенека.

Природа в процессе эволюции не выработала механизма, позволяющего человеку без визуального контакта с известными ориентирами определять свое местоположение, поэтому всякому приходилось в своей жизни неоднократно решать старые, как мир, вопросы: "Где я нахожусь?" и “Куда я направляюсь?” Наверное, любому жителю Земли знакомо неприятное чувство страха и неуверенности, когда он, очутившись в неизвестном месте, вдруг начинает понимать, что сбился с пути, заблудился и не знает, в какую сторону ему нужно двигаться.

Самыми ранними навигационными средствами, если судить по египетским картам золотых рудников, относящимся ко времени трех тысячелетней давности, служили земные ориентиры. Когда такие средства становились недоступными, человек днем ориентировался по Солнцу, а ночью использовал звезды, и в первую очередь звезду альфа Малой Медведицы -- Полярную. Уже древние мореходы -- греки, финикийцы -- умели «разговаривать со звездами» и для грубого определения местоположения и оценки широты определяли угол между направлением на Полярную и плоскостью местного горизонта.

Люди давно осознали значение навигационных средств и не случайно искусственный навигационный ориентир -- Александрийский маяк считался одним из семи чудес света.

В Неаполе стоит памятник Флавио Джойе, который, по мнению итальянцев, в 1302 году изобрел магнитный компас. Однако еще задолго до Джойи существовали многочисленные легенды о морских
капитанах, обладавших волшебными продолговатыми, металлическими предметами, которые, будучи подвешенными на нити, могли “видеть" за тучами и даже за толстыми стенами Полярную звезду и сами поворачивались одним из своих концов в ее направлении.

Из-за многочисленных аномалий магнитного поля Земли и магнитных бурь магнитный компас является весьма капризным устройством, а звезды и Солнце в любой момент могут спрятаться в густом тумане или за черными тучами штормового неба.

Долгое время отсутствие точной информации о местоположении было серьезным препятствием на пути развития авиации. Многие поколения моряков и летчиков мечтали о навигационной системе, которая бы не зависела от видимости звезд и земных ориентиров, от капризов погоды и искусства штурмана.

Становилось все более очевидным, что решение навигационных задач не менее важно для современных подвижных объектов, чем вопросы создания новых конструкций, двигателей и т.п. Поэтому развитие техники настоятельно требовало создания надежных навигационных приборов, способных работать не только на поверхности Земли, но и в дальнем космосе и морской пучине. Так появились новые сочетания «воздушная навигация», «наземная навигация», «космическая навигация», «инерциальная навигация». Создание автономной навигационной аппаратуры стало одним из важнейших направлений в развитии авиационной техники, космической техники, при создании атомного подводного флота.

Первым применением инерциальных методов в навигации можно считать появление корабельных гирокомпасов в начале этого века. Одновременно с работой над компасами возникла идея создания систем инерциальной навигации, в которых текущее местоположение движущегося объекта определяется интегрированием измеряемых на борту ускорении. Замечательное свойство -- полная автономность систем инерциальной навигации -- аналогично свойству часов измерять время вне зависимости от контактов с внешним миром.

История рождения и становления инерциальной навигации наглядно демонстрирует ту важную роль, какую играет теоретическая механика и математика при решении практических задач [1, 2].

3. ПРИНЦИПЫ ПОСТРОЕНИЯ ИНЕРЦИАЛЬНЫХ НАВИГАЦИОННЫХ СИСТЕМ И ИСТОРИЯ ПОЯВЛЕНИЯ ПЕРВЫХ НАВИГАЦИОННЫХ СИСТЕМ

Для пояснения идеи инерциальной навигации рассмотрим задачу о движении материальной точки в неинерциальной системе координат. В классической механике с большой степенью точности инерциальной системой координат можно считать прямоугольную декартову систему координат с началом в центре масс Солнечной системы и осями, направленными на неподвижные звезды. Всякая другая система координат, которая движется относительно инерциальной равномерно и прямолинейно, тоже является инерциальной.

Уравнения классической механики позволяют рассмотреть следующие частные случаи, для материальной невесомой точки подвешенной в поступательно движущемся лифте на невесомой пружине:

1) аt=0, лифт покоится, и деформация с оказывается пропорциональной силе тяготения. Так устроен обычный механический пружинный динамометр, в котором измерение веса тела сводится к измерению деформации пружины:

2) at > 0. лифт движется с ускорением вверх, абсолютная величина деформации пружины увеличивается. и наблюдатель, находящийся в лифте и не имеющий контактов с окружающим лифт пространством, фиксирует возрастание деформации пружины. которая им воспринимается как увеличение силы тяготения. Субъективные ощущения человека, находящегося в лифте (или «ракете», называются перегрузкой;

3) at < 0. лифт движется с ускорением вниз, деформация пружины уменьшается, и наблюдатель фиксирует уменьшение силы тяготения;

4) at=g -- лифт движется вниз с ускорением, равным ускорению свободного паления, деформация пружины обращается в нуль, и наблюдатель фиксирует исчезновение силы тяготения в лифте. Возникающее состояние называется невесомостью.

Представленный эксперимент дает принципиальную возможность без привлечения внешней информации по деформациям пружины судить об ускорении лифта, которое, вообще говоря, является функцией времени az = az(t). При изменении ускорения лифта положение равновесия точки изменяется и возникает некоторый переходный процесс, после которого точка оказывается в новом положении равновесия.

Теоретические исследования объясняют принцип работы систем инерциальной навигации, которые при известном ускорении силы тяготения g и известных начальных условиях позволяют с помощью двукратного интегрирования функции z = z(t), представляющей собой деформацию пружины, автономно, без привлечения дополнительной информации, определять координаты поступательно движущегося объекта - лифта.

Точность работы инерциальной системы во многом определяется точностью измерения ускорения. Источники погрешностей акселерометра связаны с неточностями измерения перемещения чувствительной массы, неточным знанием жесткости пружины К, наличием сил сухого и вязкого трения и т.д.

Принцип силовой гироскопической стабилизации [3] был предложен С.А. Ноздровским в 1924 году. Идею определения местоположения объекта с помощью двукратного интегрирования по времени проекций вектора ускорения, измеряемого на борту, запатентовал Рейнгард Вуссов в 1905 году. Для этого он предложил поместить на объекте акселерометр, ось чувствительности которого стабилизировалась с помощью свободного гироскопа. Указанная заявка в своей основе содержала идею метода навигации, в дальнейшем названного инерциальным. Суть этого метода состоит в определении координат объекта посредством расположенных на нем гироскопов, маятников (акселерометров) и часов без использования во время движения сторонней информации.

Кроме того, практически одновременно с Вуссовым была запатентована идея американского и русского изобретателей М. Керри (1903) и В.В. Алексеева (1911) инерциальных систем геометрического типа, которые должны обеспечивать определение координат объекта, движущегося по поверхности вращающегося земного шара.

Компьютер, входящий в состав инерциальной системы, интегрирует по времени выходные сигналы акселерометров и, учитывая показания гироскопов, выдает навигационную информацию. Если инерциальная навигационная система использует только сигналы от своих гироскопов и акселерометров, то она называется автономной. В случае, когда инерциальная навигационная система использует стороннюю навигационную информацию (показания радиовысотомеров, лагов, астросистем и т.п.), она называется корректируемой.

В 1932 году инженеры Л.М. Кофман и Е.Б. Левенталь предложили новую схему инерциальной системы для навигации объектов, движущихся вблизи поверхности Земли. При определении координат движущегося объекта под знаком двойного интеграла находятся два слагаемых: ускорение g, вызванное проекций гравитационных сил на ось чувствительности акселерометра, и слагаемое, пропорциональное деформации пружины акселерометра. При этом любые неточности в задании g после двукратного интегрирования приведут к достаточно быстрому росту погрешности всей системы инерциальной навигации. Таким образом, желательно разделить в силу гравитации и силу инерции. Это можно сделать повернув ось чувствительности акселерометра ортогонально силе гравитации, то есть расположив акселерометры на абсолютно горизонтальной площадке. Горизонтирование этой площадки можно осуществлять с помощью гироскопов и тех же акселерометров, подавая выходной сигнал с акселерометров на двигатели, которые поворачивают платформу в пространстве до тех пор, пока для неподвижного объекта выходной сигнал акселерометров не станет равным нулю.

Началом практической реализации идеи инерциальной навигации можно считать разработку системы управления немецкой баллистической ракетой ФАУ-2, что было, безусловно оправданным в связи с отсутствием собственного опыта созданий подобных ракет. В СССР ракета, повторявшая в значительной степени особенности конструкции и характеристики ракеты V-2 (ФАУ-2), получила индекс Р-1 и последующих ее модификаций.

На ракете была применена автономная инерциальная система управления, включавшая контур стабилизации углового положения ракеты на АУТ и автомат управления дальностью, в котором использовался гироскопический интегратор ускорений. Система управления имела значительную массу (масса приборов управления около 200 кг при общей массе приборного отсека в 520 кг). Точность ракеты 1.5 км должна оцениваться как низкая, если иметь ввиду, что она соответствовала дальности всего примерно в 300 км.

Следующей за Р-1 ракетой большой дальности, созданной в СССР была ракета Р-2. Ее разработка началась в 1948 г., в ноябре 1951 г. комплекс с ракетой Р-2 был принят на вооружение. При выборе схемы ракеты Р-2 и разработке ее агрегатов недостатки, свойственные ракете Р-1 были устранены только частично, тем не менее были существенно повышены дальность полета, масса головной части и точность попадания. В целях повышения точности на ракете применялась комбинированная система управления, включавшая автономную систему стабилизации ракеты и определения скорости и радиосистему боковой коррекции полета ракеты. Назначением последней было уменьшение бокового рассеивания за счет устранения (или хотя бы снижения) параллельного сноса ракеты, к которому применявшаяся автономная система была нечувствительна. Для реализаций радиоуправления требовалось размещать за стартовой позицией две РЛС, контролировавших нахождение ракеты в плоскости стрельбы. Это усложнило эксплуатацию и боевое применение комплекса и, кроме того, резко уменьшало сектор возможных пусков ракеты (от 45° для ракеты Р-1 до 1°40' для ракеты Р-2). В автономной СУ вместо гироскопических интеграторов ускорений применялись электролитические с измерительно-преобразовательной головкой маятникового типа.

Дальнейшим развитием и завершением ряда одноступенчатых ракет с двигателями, работавшими на топливе, включавшем жидкий кислород, были ракеты Р-5 и ее модернизация - ракета Р-5М.

На ракете была установлена комбинированная (автономная и радиокоррекционная) система управления. В целях повышения надежности системы управления впервые было применено резервирование ее отдельных приборов и наиболее важных элементов бортовой кабельной сети.

Разработка ракеты Р-11 началась в 1951 г. Модернизированная ракета получила обозначение Р-11М. Комплекс с этой ракетой был принят на вооружение в апреле 1958 г. В течение ряда лет он был основным комплексом с ракетой оперативно-тактического назначения Советской Армии. В качестве органов управления использовались только газовые рули. На ракете использовалась автономная система управления. Значительное внимание уделялось обеспечению возможности осуществления скорейшего пуска после занятия боевой позиции. Вначале, когда (для ракеты Р-11) осуществлялась перевозка ракеты на грунтовой тележке, пуск проводился не позднее чем за 3.5 часа. С переходом к самоходной ПУ (ракета Р-11М) время пуска было сокращено. Уменьшилось и число агрегатов наземного оборудования - часть из них размещалась на пусковой установке (автономном стартовом агрегате).

Для стрельбы с ПЛ использовалась уже отработанная на суше Р-11, модернизированная в соответствии с флотскими условиями и получившая индекс Р-11ФМ.

В 1954 г. принимается решение о начале разработки в СССР первой межконтинентальной баллистической ракеты. Образцов такого оружия в мире не существовало. Единственной известной попыткой в прошлом создания ракеты, способной достичь другого континента, была разработка в Германии к концу войны проекта ракеты А-9/А-10, предназначавшейся для обстрела с территории Европы объектов на Атлантическом побережье США, т. е. имеющей дальность полета не менее 5000 км.

Первая отечественная МБР получила индекс Р-7. Ракета Р-7 имела комбинированную систему управления, состоящую из автономной системы управления и системы радиоуправления дальностью и направлением.

В состав автономной системы управления входили:

1. автомат угловой стабилизации;

2. система нормальной стабилизации;

3. система боковой стабилизации;

4. система регулирования кажущейся скорости;

5. система одновременного опорожнения баков и синхронизации уровней (СОБИСУ);

6. автомат управления дальностью.

Чувствительными элементами автомата угловой стабилизации являлись гироскопические приборы - гирогоризонт и гировертикант; системы нормальной и боковой стабилизации и автомата управления дальностью - одностепенные физические маятники; системы регулирования кажущейся скорости - гироскопические интеграторы продольных ускорений. Система радиоуправления работала в конце активного участка траектории и управляла дальностью полета ракеты Р-7, а также определяла координаты точки падения головной части.

Комплекс с ракетой Р-12 был принят на вооружение в 1959 г., комплекс с ракетой Р-14 - в 1961 г. На ракете применялась система регулирования кажущейся скорости (РКС), позволявшая в определенных пределах изменять тягу двигателя в целях обеспечения более точного соответствия продольного движения ракеты на АУТ требуемому. В конце активного участка полета двигатель переходил на режим дросселирования. Система управления полетом - автономная инерциальная. Масса приборов системы управления 430 кг (все еще достаточно большая). Приборы размещались в межбаковом отсеке. Задачами системы управления являлись:

стабилизация ракеты относительно центра масс;

стабилизация центра масс относительно расчетной траектории в боковом направлении и по нормали к траектории в плоскости полета;

регулирование скорости движения ракеты на АУТ путем изменения тяги двигателя.

Система управления включала также систему аварийного подрыва ракеты. Особенностью системы управления было использование для уменьшения ошибок определения скорости ракеты нескольких электролитических интеграторов ускорений.

Вновь создаваемой МБР был присвоен индекс Р-16 Система управления полетом ракеты автономная, инерциальная. Общая масса приборов системы управления 440 кг, из них 152 кг - масса приборов, размещенных на первой ступени, и 288 кг - на второй. Система управления состояла из автоматов угловой стабилизации, стабилизации центра масс, системы регулирования кажущейся скорости, автомата управления дальностью, систем одновременного опорожнения баков (только на второй ступени), программированных импульсов, а также источников питания и токораспределительных устройств. Так же как на ракете Р-14, в приборном отсеке была установлена гиростабилизированная платформа. Пуск ракеты Р-16 осуществлялся автоматически.

В те годы, когда в КБ М.К.Янгеля создавалась МБР на высококипящем топливе Р-16, в ОКБ-1 под руководством С.П.Королева велась работа над ракетой Р-9А. На ракете Р-9А применялась комбинированная (инерциальная и радиокоррекция) система управления, аналогичная системе управления ракеты Р-7. Инерциальная система управления обеспечивала полет ракеты с момента пуска до отделения головной части. В инерциальной системе управления применялись приборы с форсированным разгоном гироскопов, система управления позволяла обеспечивать дистанционный контроль параметров ракеты. Система радиокоррекции предназначалась для управления полетом ракеты по направлению в течение последних секунд полета на активном участке траектории и для выработки предварительной и главной команд на выключение двигательной установки второй ступени при достижении ракетой параметров, обеспечивающих полет головной части на заданную дальность.

Основными недостатками комплексов с ракетами Р-16 и Р-9А были низкая боевая готовность, сложность эксплуатации и недостаточная живучесть в условиях возможного ядерного нападения. На их устранение были направлены усилия разработчиков нового поколения МБР Советского Союза - МБР Р-36, УР- 100 (РС-10) и РС-12. В 1963 году было принято решение о разработке ракетного комплекса с "легкой" ампулизированной ракетой УР-100. Использование автономной инерциальной системы управления с расширенными возможностями по переприцеливанию ракеты, что улучшало оперативную управляемость ракетным комплексом, а также уменьшенным временем проведения предстартовых операций при подготовке и проведении пуска ракеты.

На МБР УР-100 использовалась автономная инерциальная система управления, по структуре и приборному составу почти не отличавшаяся от системы управления МБР УР-100. Она обеспечивала устойчивое движение ракеты на активном участке полета по заданной траектории, разделение ступеней, включение и выключение двигателей, отделение головной части в момент выброса ложных целей, разворот и увод с траектории полета корпуса второй ступени.

Вместе с тем, система управления ракеты РС-10 обладала качественно новыми свойствами, влияющими на боевую эффективность как ракеты, так и ракетного комплекса в целом. В отличие от системы управления УР-100 она позволяла: существенно сократить время технической готовности ракеты к пуску за счет форсированного разгона гироблоков гиростабилизированной платформы; дистанционно выбрать с командного пункта полетное задание для стрельбы по заранее намеченной цели и ввести данные в бортовую аппаратуру СУ.

Кроме того, применение новой конструкции гиростабилизированной платформы (гироблоков) позволило отказаться от системы термостатирования, что упрощало эксплуатацию ракеты, а использование усовершенствованных чувствительных элементов улучшало точность стрельбы.

Ракета РТ-20 не числится и никогда не числилась среди образцов, принятых на вооружение. Система управления ракетой - автономная инерциальная, общая масса приборов 250 кг. Характеристики по времени приведения гироприборов в рабочий режим были резко повышены по сравнению с образцами, существовавшими ранее. Точность работы СУ была улучшена за счет применения новых высокоточных гироблоков и гироинтеграторов на воздушном подвесе и разработки рациональной конструкции ГСП на базе использования новых конструкционных материалов (в частности, бериллий). Предусматривался дистанционный ввод полетного задания в систему управления.

Решение задачи Коши уравнений движения небесных тел является неустойчивым по Ляпунову, поэтому создание работоспособных алгоритмов обработки информации в системах инерциальной навигации потребовало больших усилий от целых научных коллективов математиков и механиков [5]. Известны многочисленные и очень остроумные технические решения, предложенные при разработке систем инерциальной навигации. Так, были созданы бесплатформенные инерциальные навигационные Системы (БИНС), в которых гиростабилизированная платформа моделируется виртуально внутри компьютера, а гироскопы и акселерометры устанавливаются непосредственно на борту движущегося объекта.

Системы управления второго поколения используют информацию от бесплатформенной инерциальной навигационной системы (БИНС). Управление на принципах корректируемой БИНС строится таким образом, что инерциальными средствами моделируется и определяется требуемое положение ориентации или траектория движения. Датчики ориентации или относительного движения используются для корректирования моделируемого средствами БИНС движения. Само управление строится на основе информации по углам, угловым скоростям, линейным и скоростным координатам, получаемым инерциальными средствами. Это позволяет получить существенно более высокое качество управления, определяемое в том числе и высоким качеством инерциальной информации (высокое разрешение, низкий уровень шумов, временных запаздываний и т.п.).

Использование бесплатформенных ИНС для управления дает ряд дополнительных преимуществ. В первую очередь это позволяет минимизировать приборный состав и, соответственно вес и потребление системы: в ее составе необходимы только инерциальные датчики БИНС (датчики угловой скорости и акселерометры) и датчики первичной информации (ориентации, относительного движения). Требования к датчикам первичной информации могут быть существенно упрощены за счет появляющихся алгоритмических возможностей системы (например, для аппаратуры относительного движения - не нужно измерять угловую скорость линии визирования, можно сократить количество датчиков ориентации, отказаться от свободных гироскопов и т.п.). Резервирование аппаратуры БИНС может быть выполнено существенно более экономным образом: от минимальной схемы резервирования (четыре измерительных канала относительно исходных трех) до схемы из шести измерительных каналов, обладающей способностью сохранять работоспособность до трех произвольных отказов. Уникальные возможности предоставляет концепция БИНС наряду с программным обеспечением бортовой ЦВМ для развитой автономной диагностики работоспособности аппаратуры системы управления и встроенной диагностики выполняемых системой режимов управления, основанной на сравнении модельного движения с реальным. Отсутствие ограничений на пространственные эволюции, наличие информации при любом положенииБПЛА наряду с возможностями, предоставляемыми ЦВМ создали основу для построения системы с применением современных методов управления, включая методы оптимального управления, фильтрации первичной информации для повышения точности, построения режимов, адаптивных к отказам, достижения существенно более высокой надежности и экономичности режимов.

В начале работ по этой программе все эти особенности и свойства системы управления еще не были отчетливо ясны, они сложились постепенно в процессе разработки. Сама идея БИНС в то время уже была известна, однако не было стройной теории кинематических преобразований в минимальной системе кинематических параметров Родрига-Гамильтона, численных методов реализации задач БИНС, равно как и построения задач управления с применением кватернионов, задач корректирования модельных базисов БИНС по информации от датчиков ориентации, задач сближения и стыковки.

На настоящее время БИНС получили широкое распространение как основа для систем управления самыми различными движущимися объектами, Этому в немалой степени способствовал прогресс в области создания инерциальных чувствительных элементов на новых принципах, прогресс в области микроэлектроники и вычислительной техники. Необходимость создания высокоточных алгоритмов БИНС, обеспечивающих численное решение навигационных уравнений, являющихся в свою очередь моделью уравнений движения, привели к построению специальных разделов теоретической механики.

4. РАЗРАБОТКА НОВЫХ ТИПОВ ГИРОСКОПИЧЕСКИХ ЧУВСТВИТЕЛЬНЫХ ЭЛЕМЕНТОВ

беспилотный летательный гироскопический инерциальный

Разработки первых образцов БИНС относятся к концу 60-х - началу 70-х годов. Этому способствовало появление и совершенствование новых типов гироскопических чувствительных элементов - гироскопов с неконтактным подвесом, динамически настраиваемых гироскопов (ДНГ), лазерных гироскопов (ЛГ), волоконно-оптических гироскопов (ВОГ), волновых твердотельных гироскопов (ВТГ), малогабаритных акселерометров, а также бурное развитие средств вычислительной техники.

Почти все существующие серийные БЛА имеют вес более 15 килограммов и размеры по некоторым измерениям порядка 2 метров. Это существенно ограничивает круг их применения и увеличивает стоимость, поэтому основной тенденцией развития БЛА в России и в других странах на сегодняшний день является уменьшение стартовой массы и размеров БЛА, при сохранении большой дальности и длительности полета. Данная концепция развития выдвигает определенные требования, связанные с миниатюризацией бортовой электроники и электроники входящей в состав полезного груза, а также требования к использованию передовых технологий расчета и изготовления конструкции ЛА. В связи с этим данный класс БЛА начал формироваться совсем недавно. Несколько таких ЛА разработано американскими конструкторскими организациями, причем они применялись в военной операции против Ирака. Аналогичные работы ведутся также в Израиле, Франции и России.

На сегодняшний день патенты на различные технические решения в области разработок микромеханических чувствительных элементов БИНС получены рядом ведущих зарубежных фирм [17]. Среди них фирмы США:

* ведущие аэрокосмические и электронные корпорации (Hughes Electronics Corporation, Boeing North American, Rockwell International Corporation, Northrop Grumman Corporation, Litton Systems, Motorola, Analog Devices);

* фирмы, специализирующиеся на навигационном и микромеханическом направлениях (Microsensors, Magellan Dis, Irvine Sensors, Milli Sensor Systems and Actuators, AlliedSignal, SatCon Technology, Kearfott Guidance & Navigation, Integrated Micro Instruments);

* университетские лаборатории (CalTech, University of California) или их представляющие подразделения и сотрудники.

В Японии:

* ведущие электронные и промышленные корпорации (Akai Electric. Fujitsu, NEC, Denso, Nippon Soken, Toyota, Sumitomo Electric Industries, Matsushita Electric Industrial);

* фирмы, специализирующиеся на навигационном и микромеханическом направлениях (Murata Manufacturing, Tokimec, NGK Insulators).

В Великобритании: ведущие аэрокосмические и электронные корпорации (British Aerospace, Smiths Industries, Smiths Industries).

Среди производителей Южной Кореи: ведущая электронная корпорация Samsung Electronics и государственный институт Korea Advanced Institute of Science and Technology (KAIST). Среди предприятий Германии: ведущие электронные и промышленные корпорации -Robert Bosch, Siemens. Фирмы Франции представлены корпорацией SAGEM.

С определенным отставанием разработки осуществляются и в России. Начиная с 2001 г. в России были открыты свыше 100 НИОКР в области исследований и разработке MEMS.

Разработки БИНС в России проводятся Раменским проектно-конструкторским бюро (РПКБ), НИИ прикладной механики (НИИПМ) им. акад. В.И. Кузнецова, Московским институтом электроавтоматики (МИЭА), АО "Гранит-16", ЦНИИ "Электроприбор", НИИ "Полюс", НИИ "Астрофизика", Пермской научно производственной приборостроительной компанией (ПНППК), ЗАО "ГИРООПТИКА" и др [17].

Среди зарубежных акселерометров наибольший интерес представляют свободно продающиеся за рубеж монокристаллические кремниевые акселерометры ADXL05, ADXL150 и ADXL250 фирмы Analog Devices (США). Эти акселерометры по точности относятся к категории (10-3, 10-4) g. Размеры акселерометра ADXL05 в бескорпусном исполнении 0.7x5 мм, стоимость около 16$ США.

К малогабаритным датчикам угловой скорости, которые могут быть применены в качестве датчиков первичной информации в перспективных навигационных системах, относятся динамически настраиваемые гироскопы, волоконно-оптические гироскопы и волновые твердотельные гироскопы, а также микромеханические гироскопы. Разработкой и производством ДНГ в России занимаются РПКБ, НИИ ПМ им. акад. В.И. Кузнецова, ОАО АНПП "Темп-Авиа". ЦНИИ "Дельфин", Пермское приборостроительное объединение и др. РПКБ приступило к разработке гироскопов на упругом подвесе с динамической настройкой в середине шестидесятых годов. В начале семидесятых были разработаны первые отечественные гироскопы ГВК-3, ГВК-3-1, ГВК-3-2. Это были гироскопы первого поколения с одной карданной рамкой в подвесе ротора. Дальнейшие исследования РПКБ привели к разработке гироскопа ГВК-6 - гироскопа второго поколения. Это гироскоп с двумя кардановыми рамками, что устраняет чувствительность к внешним воздействиям с двойной угловой частотой вибрации по отношению к частоте вращения вала гироскопа. В 1985 году был разработан и с 1988 года выпускается серийно датчик угловой скорости ДУС-ДНГ ГВК-10 со случайным дрейфом 0,2 град/ч и максимальной угловой скоростью измерения 128 град/с. Масса этого прибора составляет 460 г. С 1993 года выпускается прибор МГ-4 - малогабаритный гиротахометр (масса 220 г, габариты 042x47 мм), имеющий случайный дрейф 0,2 град/ч. На его базе разработаны приборы ГВК-16 и ГВК-16-1 - малогабаритные датчики угловой скорости со встроенной электроникой. В настоящее время РПКБ ведется разработка мультисенсорных датчиков ДМС-2 и ДМС-2А для одновременного измерения угловой скорости и линейного ускорения по одной оси [17].

Датчики состоят из пары кремниевых компенсационных электростатических акселерометров, каждый из которых установлен на двух пьезоэлектрических пластинчатых вибраторах. Принцип действия датчиков основан на измерении ускорения Кориолиса, возникающего при вибрации корпусов акселерометров и действии входной угловой скорости. Диапазон измерения угловых скоростей мультисенсорного датчика до 500 град/с, линейных ускорений - до 25 g. Случайная составляющая дрейфа нулевого сигнала по угловой скорости составляет 5 град/ч, нестабильность масштабного коэффициента порядка 1 % при полосе пропускания до 50 Гц. Дрейф нулевого сигнала по ускорению составляет 0,5-10-4g, нестабильность масштабного коэффициента 0,1 % при полосе пропускания до 100 Гц. Габариты ДМС-2 составляют соответственно: 46x46x14 мм, ДМС-2А: 55x40x12 мм.

В НИИ ПМ им. акад. В.И. Кузнецова на основе многолетнего опыта исследований, производства и испытаний гироскопов на упругом подвесе разработан и изготавливается ДНГ КИНД 05-049. Решение проблем упругого подвеса, скоростных шарикоподшипниковых опор, электропривода вала гироскопа позволило создать малогабаритный прибор, обладающий высокими техническими характеристиками и приемлемыми для использования в МИИМ массогабаритными характеристиками. КИНД 05-49 работает в условиях термостатирования при температуре 65 °С с погрешностью ±1 °С.

Большая часть существующих разработок ДНГ (МГ-4, ГВК-16, ГВК-16-1, КИНД 05-49 и др.) базируется на конструктивной схеме с двойным виброкардановым подвесом ротора. В связи со сложной технологией производства таких приборов их стоимость как в России, так и за рубежом весьма высока, а возможности уменьшения массо-габаритных характеристик можно считать практически исчерпанными. С этой точки зрения преимуществами обладает конструктивная схема с ротором, непосредственно подвешенным к валу приводного двигателя. Примером практической реализации этой схемы является малогабаритный роторный вибрационный гиротахометр РВГ-1 (ОАО АНПП "Темп-Авиа" и ЗАО "ГИРООПТИКА") [17]. Технические характеристики этого прибора приведены в таблице 6.2. Имея в виду, что подобные конструктивные схемы допускают применение планарных технологий, они обладают определенным резервом снижения габаритов и стоимости. При изготовлении самого деликатного узла - ротора на упругом подвесе с датчиком угла и датчиком момента, возможно применение неметаллических материалов (кварца, кремния) и технологических процессов, хорошо освоенных в электронной промышленности (травление, напыление и др.). Учитывая высокую степень автоматизации этих процессов, а также возможность интеграции при этом механической и электронной частей прибора, можно прогнозировать уменьшение его стоимости и габаритов.

Из зарубежных ДНГ наиболее совершенным является гироскоп G2000, разрабо-танный фирмой Litton (США). Погрешность гироскопа находится на уровне 0,1 град/ч, габариты 019x25 мм, масса 25 г. Электроника, обеспечивающая работу гироскопа, размещена на отдельной электронной плате размером 76x102x25 мм. Следует отметить, что на поставку гироскопов фирмы Litton в зарубежные страны существует ряд ограничений, так как они являются изделиями двойного применения.

Вибрационные возмущения, обусловленные дефектами шарикоподшипников вала - одни из основных причин погрешностей ДНГ. Поэтому не случайно, что усилия разработчиков ДНГ направлены на поиски методов уменьшения собственной вибрации гироскопа, вызванных вибрационными возмущениями шарикоподшипников вала, спектр которых является всюду плотным множеством на полуоси частот. Уменьшение собственной вибрации гироскопа может быть достигнуто усовершенствованием шарикоподшипниковых опор, применением шарикоподшипников с детерминированным спектром вибрации, состоящим из частот кратных частоте вращения кольца шарикоподшипника, частоте вращения сепаратора и комбинационных частот. Более радикальный путь состоит в применении новых конструктивных схем высокоскоростных опор на базе подшипников скольжения. В последнее время работа в этом направлении проводится ЦНИИ "Дельфин". Разработана опора скольжения (ОПС-1) и экспериментальный образец ДНГ с подшипниками скольжения в опорах вала, созданный на базе прибора ГБ-23/3. Предварительные результаты испытаний подтверждают повышение технических характеристик прибора, но, как указывают разработчики, требуются дальнейшие исследования в этом направлении.

Твердотельные волновые гироскопы разрабатываются Раменским приборо-строительным конструкторским бюро с 1983 года. К настоящему времени разработаны две модификации прибора с полусферическими резонаторами ТВГ-2 с диаметром резонатора 70 мм и ТВГ-3 с диаметром резонатора 50 мм. Разработка приборов ведется как законченных устройств со встроенной электроникой. ТВГ-3 - твердотельный волновой гироскоп, предназначен для работы в БИНС в качестве интегрирующего датчика угловой скорости. Технические характеристики этого прибора приведены в таблице 6.2 [17].

В Московском институте электромеханики и автоматики изготовлен и проходит испытания ВТГ с диаметром резонатора 20 мм и размерами чувствительного элемента: 030 мм, длина 63 мм. Предполагаемая погрешность гироскопа 0,5-1 град/ч.

НПО "Медикон" в сотрудничестве с фирмой Del со Systems Operations (США) осуществляет проект по разработке кварцевого полусферического резонатора 030 мм для

ВТГ. Ранее разработки НПО "Медикон" и фирмы Del со Systems Operations основывались на использовании резонаторов большего диаметра 60 мм и 58 мм соответственно. Уменьшая размеры резонатора разработчики предполагают существенно снизить вес и размеры ВТГ. При уменьшении диаметра резонатора вдвое предполагается улучшить массогабаритные характеристики в 3-5 раз. Показатели точности и надежности при этом могут быть сохранены на прежнем уровне. Наиболее дорогостоящей и сложной в технологическом отношении частью ВТГ является резонатор. К нему предъявляются высокие требования и для его изготовления необходима прецизионная технология. Снижение стоимости резонатора является основной проблемой при решении вопроса о снижении стоимости механического блока ТВГ. Резерв снижения стоимости кроется в изготовлении резонаторов без балансировочных зубцов. Беззубцовый резонатор оказывается технологичнее и дешевле в производстве. Разработка малогабаритного и достаточно дешевого в производстве резонатора, позволяющего расширить область применения ВТГ, осуществляется НПО "Медикон". Вместе с тем, оценивая перспективы развития и применения ТВГ, следует отметить, что вряд ли можно ожидать появления достаточно дешевых приборов широкого применения, построенных на их базе.

Как уже отмечалось, ключевые проблемы современного гироскопического приборостроения связаны с разработкой инерциальных чувствительных элементов, обладающих малыми массой и габаритами, низкими себестоимостью и энергопотреблением и достаточно высокой надежностью. Этим требованиям в значительной степени удовлетворяют микромеханические гироскопы и акселерометры, производство которых осуществляется с использованием технологий, развитых в последние десятилетия в твердотельной микроэлектронике. Электромеханические узлы приборов этих типов формируются из неметаллических материалов (монокристаллический кремний, плавленый кварц, карбид кремния и др.) методами фотолитографии и изотропного или анизотропного травления вместе с элементами электроники возбуждения, датчиками съема и преобразования полезного сигнала, элементами формирования обратных связей. Патенты на различные технические решения в области разработок микромеханических чувствительных элементов получены рядом ведущих зарубежных фирм (Draper Laboratory, Rockwell International, Systron Donner, Analog Devices, Sagem, Murata и др.).

Лаборатория Ч. Дрейпера занимается разработкой кремниевых микромеханических гироскопов и акселерометров с начала восьмидесятых годов. Современные ММГ Лаборатории показывают стабильность систематического дрейфа на уровне 0,5 град/с в диапазоне температур -40 °С + +85 °С без термостабилизации и стабильность систематического дрейфа при термостабилизации на уровне 1 град/ч. Приведенные показатели точности достигнуты в конструкциях ММГ, основанных на использовании схемы, содержащей две чувствительные массы в упругом подвесе. Чувствительные массы с помощью электростатических виброприводов приведены в колебательные движения в противофазах. Принцип действия прибора основан на измерении амплитуд угловых колебаний рамки или поступательных колебаний чувствительных масс, вызываемых кориолисовыми силами инерции. При вращении основания относительно оси чувствительности прибора возникают противоположно направленные кориолисовы силы инерции чувствительных масс, модули которых пропорциональны измеряемой угловой скорости. В зависимости от принятой конструктивной схемы упругого подвеса кориолисовы силы инерции вызывают поступательные колебания чувствительных масс или угловые колебания рамки, амплитуды которых пропорциональны измеряемой угловой скорости. Необходимую величину амплитуды вынужденных колебаний чувствительных масс и приемлемую точность измерения параметров колебаний, вызываемых кориолисовыми силами инерции, можно обеспечить лишь при низком уровне шумов, порождаемых электронными элементами и диссипацией энергии в упругих элементах осциллятора. Эта задача решается путем использования монокристаллического кремния и микроэлектронных технологий его обработки, что позволяет обеспечить добротность осциллятора на уровне 5-10 .В конструкции ММГ применяется динамическая настройка и обеспечивается поддержание строгого совпадения частоты возбуждения с собственной частотой чувствительных масс на упругом подвесе. Требуемая полоса пропускания прибора достигается применением системы обратной связи [17].

Фирма Systran Donner (США) серийно выпускает микромеханические датчики угловой скорости QRS11. Масса этого прибора составляет 60 г, габариты 042x16 мм. Смещение нуля гироскопа QRS11 составляет менее 10 град/ч, нестабильность в запуске не превышает 10" град/ч. Гироскоп QRS11 применяется в серийно выпускаемом корпорацией Rockwell International совместно с фирмой Systran Donner инерциальном измерительном модуле Motion Pack™. Модуль содержит три датчика угловой скорости QRS11 и три кварцевых акселерометра QFA7000 (масса каждого из акселерометров 55 г. габариты 025x22 мм) с погрешностью 10" -г 10" g. Инерциальный модуль Motion Pack™ применен в БИНС, интегрированной с GPS. Натурные испытания системы на автомобиле и самолете подтвердили эффективность использования инерциального модуля для исключения потери информации при кратковременных перерывах в работе приемника GPS и перспективность применения микромеханических гироскопов и акселерометров в интегрированных навигационных системах.

Фирма Murata (Япония) выпускает две модификации пьезоэлектрических вибрационных гироскопов ENV-05A и ENC-05E. Чувствительный элемент гироскопов этих типов представляет собой призму, имеющую сечение в форме равностороннего треугольника, на боковых гранях которой находятся пьезоэлементы для возбуждения первой формы изгибных колебаний призмы и съема сигналов. Гироскопический датчик ENV-05A имеет массу 45 г, габариты 58x25x25 мм, диапазон измеряемых угловых скоростей ±90 град/с. Прибор ENC-05E имеет массу 2,7 г габариты 8,5x7,6x21,5 мм.

Микромеханические датчики iMEMS (integrated Micro Electro Mechanical System) занимают особое место среди разнообразных датчиков, выпускаемых фирмой Analog Devices (США). Фирма в течение многих лет выпускает микромеханические датчики. Они обладают различными характеристиками, имеют как цифровые, так и аналоговые выходы; кроме того, многие датчики стали промышленным стандартом в электронике.

Датчики iMEMS - устройства, интегрирующие на одном кремниевом кристалле датчик угловой скорости и электронику, обеспечивающую формирование и предварительную обработку сигнала. Более десяти лет назад компания Analog Devices приступила к изготовлению электро¬механических устройств на кристалле кремния с помощью данной технологии. Первые образцы полностью интегрированных однокристальных датчиков ускорения (акселерометров) iMEMS были выпущены в 1991 году. Изначально акселерометры iMEMS были разработаны специально для систем безопасности автомобилей, где они применялись для детектирования столкновений и активации подушек безопасности; сегодня же эти акселерометры применяются в качестве инерциальных датчиков в самых разных областях.

С определенным отставанием разработки микромеханических гироскопов и акселерометров осуществляются в России. ЗАО "ГИРООПТИКА" является одним из первых отечественных предприятий, разработавшим и изготовившим микромеханические гироскопы и акселерометры по технологии МЕМС, а в части гироскопов - единственным предприятием. Размеры датчиков в единицы миллиметров соизмеримы с размерами микроэлектронных компонентов. Датчики обладают повышенной стойкостью и прочностью к воздействию механических ударов до 16000 g однократного действия и широкополосной случайной вибрации в диапазоне частот до 2000 Гц, при этом занимая нишу приборов среднего класса точности:

* для гироскопов - случайная составляющая дрейфа нулевого сигнала на уровне 5 град./час при динамическом диапазоне до 360 град./с с нелинейностью масштабного коэффициента не более 0,5%;

* для акселерометров - случайная составляющая дрейфа нулевого сигнала на уровне 0,3 mg при динамическом диапазоне до 100g с нелинейностью масштабного коэффициента не более 0,3%.

Тенденция уменьшения размеров чувствительных элементов инерциальных систем дает возможность к построению мини-БПЛА все больше набирающих популярность сегодня.

В настоящее время можно указать следующих потенциальных потребителей и области применения микромеханических инерциальных датчиков и систем:

автомобилестроение (активная подвеска, автоматическое управление, навигация, системы безопасности, противоугонные системы);

авиация (навигация и ориентация малых, а также сверхмалых беспилотных летательных аппаратов); морской и речной флот (навигация и ориентация малых динамичных надводных и подводных аппаратов);

космос (системы навигации и ориентации для космонавта в открытом космосе, малые спутники, создание и управление больших космических конструкций);

нефте- и продуктопроводы;

робототехника (датчики и системы контроля кинематических параметров движения манипуляторов, управление мобильными роботами и специальными микророботами);