Обложка
Титульный
Аннотация
Оглавление
Введение
Глава 1. Современные и перспективные беспилотные летательные аппараты как средства выполнения задач боевой авиации - 11
Беспилотные летательные аппараты как средство решения задач боевой авиации
Список литературы к главе 1
Глава 2. Глобальные навигационные спутниковые системы как современное средство решения навигационных задач БПЛА 39
Российская глобальная навигационная спутниковая система ГЛОНАСС. Федеральная целевая программа поддержания и развития ГЛОНАСС
Глобальная навигационная система GPS. Состояние и перспективы
Европейская спутниковая навигационная система Galileo
Функциональная схема многоканального приемника ГНСС GPS/ ГЛОНАСС /Galileo
Модели ошибок кодовых и фазовых измерений ГНСС
Модель ошибок кодовых измерений ГНСС
Модель ошибок фазовых измерений ГНСС
Дифференциальные режимы использования спутниковых приемников глобальных навигационных систем
Функциональные схемы интегрированных систем навигации и наведения беспилотного маневренного летательного аппарата
Список литературы к главе 2
Глава 3. Бесплатформенная инерциальная навигационная система как информационное ядро интегрированного бортового комплекса БПЛА 104
Алгоритмы функционирования БИНС в различных системах координат и в различных параметрических пространствах
Модели ошибок БИНС
Особенности реализации численных алгоритмов БИНС
Список литературы к главе 3
Глава 4. Инерциальные чувствительные элементы бесплатформенных инерциальных навигационных систем 136
Волновые оптические гироскопы
Волновой твердотельный гироскоп
Микромеханические гироскопы и акселерометры
Микромеханические гироскопы
Микромеханические акселерометры
Традиционные акселерометры
Список литературы к главе 4
Глава 5. Использование технологий «машинного зрения» для управления и наведения беспилотных маневренных летательных аппаратов 199
Использование эталонной информации различного типа в перспективных системах наведения. Постановка технической задачи
Алгоритмическое обеспечение задач навигации и наведения по двумерным полям
Основные требования к алгоритмам «машинного зрения»
Корреляционные методы сопоставления текущего и эталонного изображений
Методы сопоставления текущего и эталонного изображений на основе сравнения «характерных черт»
Яркостные различия образов
Определение наиболее устойчивых информативных участков изображения путем локального статистического анализа
Метод субпиксельной корреляции в задаче высокоточного отождествления соответствующих точек
Список литературы к главе 5
Глава 6. Решение навигационной задачи БПЛА на основе интеграции данных инерциальных навигационных систем и систем наблюдения 266
Обеспечение требуемой точности автономной посадки БПЛА на необорудованный аэродром
Определение углов ориентации БПЛА на основе анализа поля движения
Использование методов оптического потока для оценки навигационных параметров БПЛА
Список литературы к главе 6
Глава 7. Моделирование процессов функционирования интегрированных систем БПЛА на основе методологии объектно-ориентированного анализа и проектирования 301
Особенности современного этапа развития технологии математического моделирования
Современная технология математического моделирования интегрированных систем навигации и наведения высокоманевренных ЛА
Основные принципы унифицированного подхода к проектированию информационных систем на основе методики ООА/П
Применение ООА/П к проектированию ПМО для математического моделирования интегрированных систем навигации и наведения беспилотных маневренных ЛА
Описание предметной области задачи математического моделирования глубоко интегрированной системы навигации беспилотного маневренного ЛА
Список литературы к главе 7
Глава 8. Интегрированная бортовая система перспективного беспилотного вертолета в режиме маловысотного полета 401
Функциональная схема интегрированной бортовой системы
Математическая модель динамики управляемого движения вертолета
Системы координат
Модель движения вертолета как объекта управления
Система стабилизации
Основные элементы интегрированного навигационного комплекса
Чувствительные элементы БИНС
Навигационный алгоритм БИНС
Радиобаровысотомер
Многоканальный GNSS-приемник
Модель функционирования многоканального GNSS-приемника в условиях воздействия помех
Бортовая РЛС миллиметрового диапазона
Бортовой лазерный локатор
Использование корреляционно-экстремальных алгоритмов навигации для уточнения навигационного решения
Корреляционно-экстремальный алгоритм навигации для обработки данных бортовой РЛС
Интеграция навигационных данных
Алгоритм интеграции данных при слабосвязанной архитектуре бортовой системы
Интеграция данных при глубоко интегрированной архитектуре
Имитационное моделирование маловысотного полета при слабосвязанной архитектуре бортового контура
Исходные данные имитационного моделирования
Результаты моделирования и их анализ
Имитационное моделирование маловысотного полета при глубоко интегрированной архитектуре бортового контура
Исходные данные для моделирования
Моделирование глубоко интегрированной системы при отсутствии помех
Моделирование глубоко интегрированной системы в условиях помех
Список литературы к главе 8
Приложение к главе 1   519
Приложение к главе 5  552
Аннотация по-английски
Авторы
Text
                    Посвящается 80-летию
Московского авиационного института (МАИ)
СОВРЕМЕННЫЕ
ИНФОРМАЦИОННЫЕ
ТЕХНОЛОГИИ
В ЗАДАЧАХ НАВИГАЦИИ И НАВЕДЕНИЯ
БЕСПИЛОТНЫХ МАНЕВРЕННЫХ
ЛЕТАТЕЛЬНЫХ АППАРАТОВ
Под редакцией
М. Н. Красилыцикова
Г. Г. Себрякова
МОСКВА @
ФИЗМАТЛИТ
2009


УДК о/У./ /·/· Издание осуществлено при поддержке ББК 68.53 ρ 'Ч-Р и Российского фонда фундаментальных С 56 ^ исследований по проекту 09-08-07004 Авторский коллектив: Веремеенко К.К., Желтов С.Ю., Ким Н.В., Козорез Д.Α., Красильщиков М.Н., Себряков Г.Г., Сыпало К.И., Черноморский А. И. Современные информационные технологии в задачах навигации и наведения беспилотных маневренных летательных аппаратов / Под ред. М. Н. Красилыдикова, Г. Г. Себрякова. - М.: ФИЗМАТЛИТ, 2009. - 556 с. - ISBN 978-5-9221-1168-3. Обсуждаются проблемы, возникающие при использовании современных информационных технологий для решения задач навигации и управления беспилотных маневренных летательных аппаратов различных классов и назначения. Изложены методы и подходы, обеспечивающие реализацию упомянутых задач интегрированными бортовыми системами беспилотных летательных аппаратов, в состав которых входят бесплатформенные инерциальные системы, многоканальные ГЛОНАСС/GPS приемники, РЛС миллиметрового диапазона, а также приемники видовой информации. Приведены сведения о современной элементной базе, используемой для создания подобных систем. Рассмотрена технология создания объектно-ориентированных комплексов для моделирования процессов функционирования бортовых интегрированных систем навигации и управления. Приведены примеры моделирования бортовых интегрированных систем беспилотных летательных аппаратов различных классов. Для разработчиков бортовых систем летательных аппаратов, аспирантов и студентов авиационных вузов. © ФИЗМАТЛИТ, 2009 ISBN 978-5-9221-1168-3 © Коллектив авторов, 2009
ОГЛАВЛЕНИЕ Введение 7 Список литературы к Введению 10 Глава 1. Современные и перспективные беспилотные летательные аппараты как средства выполнения задач боевой авиации .... 11 1.1. Классификация беспилотных летательных аппаратов 11 1.2. Беспилотные летательные аппараты как средство решения задач боевой авиации 34 Список литературы к главе 1 38 Глава 2. Глобальные навигационные спутниковые системы как современное средство решения навигационных задач БПЛА ... 39 2.1. Современное состояние и перспективы развития ГНСС GPS, ГЛО- НАСС и Galileo 39 2.1.1. Российская глобальная навигационная спутниковая система ГЛОНАСС. Федеральная целевая программа поддержания и развития ГЛОНАСС (39). 2.1.2. Глобальная навигационная система GPS. Состояние и перспективы (47). 2.1.3. Европейская спутниковая навигационная система Galileo (61). 2.2. Функциональная схема многоканального приемника ГНСС GPS/raOHACC/Galileo 65 2.3. Модели ошибок кодовых и фазовых измерений ГНСС 70 2.3.1. Модель ошибок кодовых измерений ГНСС (70). 2.3.2. Модель ошибок фазовых измерений ГНСС (76). 2.4. Определение положения, скорости и ориентации. Состав неконтролируемых факторов. Влияние неконтролируемых факторов и динамики БПЛА на функционирование GNSS-приемника (НАП) 78 2.5. Дифференциальные режимы использования спутниковых приемников глобальных навигационных систем 88 2.6. Функциональные схемы интегрированных систем навигации и наведения беспилотного маневренного летательного аппарата 94 Список литературы к главе 2 102 Глава 3. Бесплатформенная инерциальная навигационная система как информационное ядро интегрированного бортового комплекса БПЛА 104 3.1. Принципы построения и функциональные схемы БИНС 104
4 Оглавление 3.2. Алгоритмы функционирования БИНС в различных системах координат и в различных параметрических пространствах ПО 3.3. Модели ошибок БИНС 120 3.4. Особенности реализации численных алгоритмов БИНС 127 Список литературы к главе 3 134 Глава 4. Инерциальные чувствительные элементы бесплатформенных инерциальных навигационных систем 136 4.1. Динамически настраиваемые гироскопы 138 4.2. Волновые оптические гироскопы 146 4.3. Волновой твердотельный гироскоп 166 4.4. Микромеханические гироскопы и акселерометры 174 4.4.1. Микромеханические гироскопы (175). 4.4.2. Микромеханические акселерометры (182). 4.5. Традиционные акселерометры 189 Список литературы к главе 4 197 Глава 5. Использование технологий «машинного зрения» для управления и наведения беспилотных маневренных летательных аппаратов 199 5.1. Задача навигации и наведения с использованием изображений местности 199 5.2. Использование эталонной информации различного типа в перспективных системах наведения. Постановка технической задачи .... 204 5.3. Алгоритмическое обеспечение задач навигации и наведения по двумерным полям 213 5.3.1. Основные требования к алгоритмам «машинного зрения» (213). 5.3.2. Корреляционные методы сопоставления текущего и эталонного изображений (215). 5.3.3. Методы сопоставления текущего и эталонного изображений на основе сравнения «характерных черт» (222). 5.3.4. Яркостные различия образов (233). 5.3.5. Определение наиболее устойчивых информативных участков изображения путем локального статистического анализа (235). 5.4. Метод субпиксельной корреляции в задаче высокоточного отождествления соответствующих точек 248 Список литературы к главе 5 264 Глава 6. Решение навигационной задачи БПЛА на основе интеграции данных инерциальных навигационных систем и систем наблюдения 266 6.1. Классификация методов решения навигационных задач БПЛА . . . 267 6.2. Обеспечение требуемой точности автономной посадки БПЛА на необорудованный аэродром 269 6.3. Определение углов ориентации БПЛА на основе анализа поля движения 281
Оглавление 5 6.4. Использование методов оптического потока для оценки навигационных параметров БПЛА 286 Список литературы к главе 6 298 Глава 7. Моделирование процессов функционирования интегрированных систем БПЛА на основе методологии объектно-ориентированного анализа и проектирования 301 7.1. Объектно-ориентированный анализ и проектирование — современная методология моделирования и проектирования информационных систем 302 7.1.1. Особенности современного этапа развития технологии математического моделирования (302). 7.1.2. Современная технология математического моделирования интегрированных систем навигации и наведения высокоманевренных ЛА (304). 7.1.3. Основные принципы унифицированного подхода к проектированию информационных систем на основе методики ООА/П (318). 7.2. Применение ООА/П к проектированию ПМО для математического моделирования интегрированных систем навигации и наведения беспилотных маневренных ЛА 349 7.2.1. Описание предметной области задачи математического моделирования глубоко интегрированной системы навигации беспилотного маневренного ЛА (350). Список литературы к главе 7 399 Глава 8. Интегрированная бортовая система перспективного беспилотного вертолета в режиме маловысотного полета 401 8.1. Особенности маловысотного полета и требования к бортовому комплексу 401 8.2. Функциональная схема интегрированной бортовой системы 405 8.3. Математическая модель динамики управляемого движения вертолета 407 8.3.1. Системы координат (408). 8.3.2. Модель движения вертолета как объекта управления (417). 8.3.3. Система стабилизации (424). 8.4. Алгоритм управления движением центра масс вертолета в режиме огибания рельефа местности («идеальный пилот») 426 8.5. Основные элементы интегрированного навигационного комплекса 432 8.5.1. Чувствительные элементы БИНС (433). 8.5.2. Навигационный алгоритм БИНС (435). 8.5.3. Радиобаровысотомер (435). 8.5.4. Многоканальный GNSS-приемник (436). 8.5.5. Модель функционирования многоканального GNSS-приемника в условиях воздействия помех (439). 8.5.6. Бортовая РЛС миллиметрового диапазона (447). 8.5.7. Бортовой лазерный локатор (454). 8.6. Использование корреляционно-экстремальных алгоритмов навигации для уточнения навигационного решения 455 8.6.1. Корреляционно-экстремальный алгоритм навигации для обработки данных бортовой РЛС (456). 8.6.2. Корреляционно-экс-
6 Оглавление тремальный алгоритм навигации для обработки данных лазерного локатора (460). 8.7. Интеграция навигационных данных 467 8.7.1. Алгоритм интеграции данных при слабосвязанной архитектуре бортовой системы (467). 8.7.2. Интеграция данных при глубоко интегрированной архитектуре (473). 8.8. Имитационное моделирование маловысотного полета при слабосвязанной архитектуре бортового контура 476 8.8.1. Исходные данные имитационного моделирования (476). 8.8.2. Результаты моделирования и их анализ (479). 8.9. Имитационное моделирование маловысотного полета при глубоко интегрированной архитектуре бортового контура 501 8.9.1. Исходные данные для моделирования (501). 8.9.2. Моделирование глубоко интегрированной системы при отсутствии помех (504). 8.9.3. Моделирование глубоко интегрированной системы в условиях помех (517). Список литературы к главе 8 517 Приложение к главе 1 519 Приложение к главе 5 552
Введение Как известно, процесс постоянного совершенствования авиационных вооружений базируется, в том числе, на самых современных достижениях в области информационных технологий. При этом активно учитываются передовые тенденции в стратегии и тактике решения целевых задач боевой авиации. Одной из важнейших тенденций в этой области является активное привлечение беспилотных летательных аппаратов (БПЛА) для реализации упомянутых выше задач в самых различных формах и, в частности, создание так называемых смешанных тактических групп ЛА, включающих как пилотируемые, так и беспилотные ЛА. Многообразие существующих и проектируемых БПЛА, множество возможных вариантов их оснащения, разнообразие тактики их применения приводят нас к необходимости осуществить классификацию БПЛА, позволяющую проанализировать тенденции совершенствования бортовых информационно-управляющих комплексов БПЛА и предложить подход к формированию их облика. Один из вариантов подобной классификации предложен в первой главе настоящей монографии, где, кроме того, обсуждаются возможности БПЛА как современного средства решения задач боевой авиации. В приложении к этой главе приведены таблицы, содержащие характеристики значительного числа отечественных и зарубежных БПЛА различного назначения. Анализ характеристик как самих БПЛА, так и их оснащения, проведенный на основе предложенной классификации, приводит нас к однозначному выводу о том, что наиболее приемлемым вариантом оснащения существующих и перспективных БПЛА является интегрированный информационно-управляющий комплекс, обеспечивающий решение задач навигации, управления движением и наведения. Именно этот комплекс является средоточием всех последних достижений в области информационных технологий: — надежных, компактных и высокоточных бесплатформенных инер- циальных систем (БИНС), использующих перспективные инерци- альные чувствительные элементы (ЧЭ); — GNSS-приемников, способных работать с сигналами GPS, ГЛОНАСС и Galileo; — высокопроизводительных бортовых вычислителей; — бортовых радиолокационных станций (БРЛС) миллиметрового диапазона и лазерных локаторов (ЛЛ); — аппаратно-программных решений, обеспечивающих функционирование интегрированного информационно-управляющего комплекса в условиях активных помех приему сигналов GNSS; — современных методов обработки изображений;
8 Введение — методов интеграции данных от различных источников навигационной информации, обеспечивающих функционирование интегрированного информационно-управляющего комплекса при различных уровнях его деградации (отсутствие данных GNSS, БРЛС или ЛЛ); — алгоритмов навигации и наведения, использующих результаты обработки и корелляционно-экстремальной привязки изображений, полученных в различных диапазонах длин волн. Анализ показывает, что многоканальный приемник сигналов GNSS (GPS, ГЛОНАСС и Galileo) является необходимым элементом всех существующих и проектируемых интегрированных информационно-управляющий комплексов БПЛА различного назначения. В связи со сказанным, во второй главе монографии приводятся сведения о фактическом текущем статусе и планируемых усовершенствованиях существующих (GPS и ГЛОНАСС) и создаваемой (Galileo) глобальных спутниковых навигационных систем. При этом, учитывая широкую осведомленность специалистов об этих системах в целом, основное внимание уделяется процессам совершенствования характеристик GPS и ГЛОНАСС и процедурам развертывания Galileo. В этой же главе приведена типовая функциональная схема современного GNSS-приемника, а также стандартные алгоритмы решения навигационной задачи потребителя на основе обработки как кодовых, так и фазовых измерений с учетом всего спектра ошибок, возникающих при такой обработке. Здесь же даются математические модели упомянутых ошибок и обсуждается вопрос влияния динамики БПЛА на функционирование GNSS-приемника. Излагаются основные принципы реализации дифференциальных режимов работы GNSS. Третья глава монографии посвящена бесплатформенным инерци- альным системам (БИНС). Этот материал в основном следует [1,2] и содержит описание алгоритмов функционирования БИНС в различных системах координат (инерциальной, географической, горизонтной), а также описание математической модели ошибок БИНС. Новым по сравнению с [1,2] является материал, касающийся численной реализации алгоритмов функционирования БИНС и анализа возникающих при этом трудностей. Четвертая глава посвящена чувствительным элементам (ЧЭ) БИНС: гироскопам и акселерометрам. Приводятся математические модели процессов функционирования двухстепенных гироскопов (ДУ- Сов) различных типов (динамически настраиваемых, лазерных, волоконно-оптических, микромеханических вибрационных), фактически используемых во все существующих и перспективных БИНС, а также математические модели ошибок этих устройств. Аналогичные данные приведены по существующим и перспективным акселерометрам. Особое внимание уделяется анализу областей возможного применения различных типов гироскопов и акселерометров на борту БПЛА различного назначения. Приложение к этой главе содержит таблицы,
Введение 9 в которых приведены характеристики используемых для реализации БИНС гироскопов и акселерометров. Пятая глава содержит теоретический материал, посвященный существующим и перспективным методам обработки изображений в интересах использования этих результатов для решения задач навигации и наведения БПЛА. Значительное внимание здесь уделяется перспективным методам так называемой субпиксельной привязки объектов на изображениях различной физической природы. Приводятся многочисленные примеры, иллюстрирующие эффективность подобных методов. Шестая глава монографии посвящена примерам использования результатов обработки изображений, полученных на основе методов и алгоритмов, описанных в предыдущей главе, для решения задач наведения-и навигации БПЛА с учетом возможности интеграции данных, полученных путем обработки изображений, с данными, поставляемыми БИНС. Рассматривается задача посадки БПЛА на необорудованный аэродром, а также задачи определения положения, скорости и ориентации БПЛА на основе обработки так называемого оптического потока. Седьмая глава содержит описание современных представлений об объектно-ориентированном подходе к решению задачи имитационного моделирования процесса функционирования интегрированных информационно-управляющих комплексов БПЛА. Такое моделирование рассматривается авторами как конструктивное средство для решения задачи формирования облика интегрированного информационно-управляющего комплекса, включая определение его архитектуры, программно- аппаратного состава и алгоритмов функционирования, а также предварительную оценку его возможностей. Наконец, восьмая глава монографии посвящена формированию интегрированного информационно-управляющего комплекса перспективного беспилотного вертолета, решающего свои целевые задачи в режиме маловысотного полета в условиях активных помех приему сигналов GNSS. Глава содержит детальное описание различных вариантов структуры такого комплекса, математических моделей и алгоритмов функционирования его элементов (БИНС, GNSS-приемник, БРЛС, ЛЛ) с учетом широкого спектра неконтролируемых факторов различной физической природы и активных помех, а также многочисленные результаты имитационного моделирования этого комплекса в режиме маловысотного полета при различных уровнях его деградации и влиянии активных помех. Книга предназначена для специалистов, работающих в промышленности в области создания соответствующих систем, аспирантов, проходящих подготовку по специальности «Системный анализ, обработка информации и управление» и «Математическое моделирование, численные методы и программные комплексы». Она будет полезна также и для студентов высших учебных заведений, обучающихся по специальности «Прицельно-навигационные системы летательных аппаратов» в рамках направления «Интегрированные системы летательных аппаратов»,
10 Список литературы к Введению поскольку ее содержание соответствует программам дисциплин «Статистическая динамика и оптимизация комплексных информационных систем летательных аппаратов», «Комплексные системы наблюдения», «Компьютерные технологии». Авторы выражают искреннюю благодарность с. н. с, к. т. н. В. В. Ше- валю за материалы, включенные в главу 1 настоящего издания, д.т.н. проф. В.А.Бартеневу за материалы, включенные в гл.2, доценту, к.т.н. В.Е.Плеханову за материалы, включенные в главу 4, к. т. н. Н. В. Удаловой и к. т. н. И. В. Ярковой за материалы, включенные в главу 6, а также д. т.н. Ю.А.Соловьеву за ценные замечания, сделанные им по содержанию главы 2. Список литературы к Введению 1. Управление и наведение беспилотных маневренных летательных аппаратов на основе современных информационных технологий / Под ред. М. Н. Красилыдикова, Г. Г. Себрякова. М.: Физматлит, 2003. 2. Управление и наведение беспилотных маневренных летательных аппаратов на основе современных информационных технологий / Под ред. М. Н. Красилыдикова, Г. Г. Себрякова. 2-е изд. М.: Физматлит, 2005.
Глава 1 СОВРЕМЕННЫЕ И ПЕРСПЕКТИВНЫЕ БЕСПИЛОТНЫЕ ЛЕТАТЕЛЬНЫЕ АППАРАТЫ КАК СРЕДСТВА ВЫПОЛНЕНИЯ ЗАДАЧ БОЕВОЙ АВИАЦИИ 1.1. Классификация беспилотных летательных аппаратов В условиях современного боевого противостояния чрезвычайно сложно формировать адекватные ответы на быстроменяющиеся обстоятельства и возникающие угрозы. Одновременно ужесточаются требования к полноте информационного обеспечения процессов управления боевыми действиями и, как следствие, расширяются требования к авиационным системам как поставщикам разведывательной информации в информационные сети систем управления более высокого уровня [1.1]. В гражданских областях жесткие требования предъявляются к оперативности и полноте получаемой информации о параметрах антропогенного воздействия на природную среду с целью оперативной выработки адекватных реакций. Учитывая пространственные характеристики природной среды с внедренными в нее антропогенными объектами, существенную роль в получении информации и в оперативном реагировании на изменяющуюся ситуацию играют авиационные системы. Принципиальным отличием данной области деятельности по сравнению с военной является отсутствие целенаправленного противодействия. Реалии XXI века привели к формированию новой области деятельности, в определенном смысле занимающей промежуточное место между классической, военной и гражданской: борьба с терроризмом и наркомафией, браконьерством и организованной преступностью. Здесь также необходимы полнота оперативной информации и высокая скорость реакции на возникающие угрозы. Противодействие в данной области существует, но не столь всеобъемлющее, каким оно оказывается в военной области.
Все вышесказанное приводит к усиливающемуся вниманию к созданию беспилотных авиационных систем (БАС) на основе беспилотных летательных аппаратов (БЛА — Unmanned aerial vehicle — UAV). Здесь под термином «БАС» понимается взаимосвязанная совокупность БЛА, наземной системы управления (НСУ) и технических средств эксплуатации (ТСЭ), включающих в себя наземную аппаратуру радиосвязи, оборудование взлета и посадки, транспортных средств перемещения оборудования БАС [1.2]. В иностранной и отечественной литературе под термином «БЛА» принято понимать дистанционно пилотируемые (ДПЛА) и управляемые автоматически (БАЛА) ЛА. Различие между этими типами БЛА связано лишь со степенью вмешательства оператора в выполнение целевой задачи БАС (что, конечно, влияет на состав и технические характеристики бортового оборудования). В дальнейшем все рассматриваемые беспилотные летательные аппараты будем обозначать общим термином «БЛА», вне зависимости от степени автоматизации их функционирования. Под термином «БЛА» будем понимать в дальнейшем летательный аппарат без экипажа на борту, оснащенный двигателем, управляемый автономно или дистанционно, способный нести нагрузку для выполнения целевой функции [1.3]. Стремительный прогресс в создании БАС различного назначения обусловлен, во многом, двумя факторами (экономическим и научно- техническим): • значительным ростом стоимости и затрат на эксплуатацию в мирное и военное время пилотируемой авиационной техники; • общим научно-технологическим прогрессом и развитием компьютерных технологий. К преимуществам БАС перед системами с пилотируемыми ЛА, а, соответственно, и к преимуществам БЛА перед пилотируемыми ЛА можно также отнести следующие: 1. Экономический показатель продукции. Если для пилотируемых самолетов этот показатель, характеризуемый отношением «стоимость разработки : производство: эксплуатация», равен 1 :3 : 6, то для БЛА он равен 1:2,5:3. При этом в абсолютном выражении стоимость БЛА существенно ниже пилотируемых ЛА, что позволяет применять их в большем количестве; 2. Экономический показатель эксплуатации. Существенно меньшие затраты на обучение операторов НСУ по сравнению с затратами на обучение пилота, меньшие затраты на материально-техническое обслуживание БЛА. Так, серийный беспилотный боевой вертолет должен стоить в 2-5 раз меньше, чем, например, пилотируемый вертолет «Команч» фирмы «Боинг-Сикорский», а затраты на его эксплуатацию будут вдвое меньше;
3. Показатель эффективности затрат на решение целевой задачи. Сравнительно высокий относительный вес полезной нагрузки: у больших БЛА он равен 0,1, у малоразмерных — (0,25 4- 0,5); 4. Показатель оперативности применения. Более высокая степень готовности и мобильности; 5. Летный показатель. Благодаря отсутствию ограничивающих факторов, связанных с наличием на борту пилота, для БЛА допустимы полеты продолжительностью более суток, перегрузки более 10 g, длительные полеты в различных положениях (например, «вверх ногами»); 6. Показатель функциональных возможностей. Отсутствие человека позволило использовать аэродинамическую компоновку «без вертикального оперения» (БЛА имеет два равноправных рабочих положения); 7. Показатель живучести авиационной системы. Сравнительно небольшие размеры определяют низкую эффективную площадь рассеяния (ЭПР), что позволяет преодолеть ПВО противника. БЛА характеризуется также меньшей уязвимостью на стартовой позиции. 8. Эргатический показатель. Улучшенная комфортность применения — оператор НСУ, в отличие от пилота, не подвергается воздействиям вибраций, шума, бафтинга, а его жизни не угрожает непосредственная опасность. 9. Экологический показатель. Существует возможность снизить ущерб, причиняемый окружающей среде. При этом БЛА присущи отдельные недостатки по сравнению с пилотируемыми ЛА, в частности: 1. Меньшая гибкость при реализации заданной целевой функции. 2. Существенное повышение требований к информационной составляющей бортового оборудования и к управлению комплексом бортового оборудования БЛА при реализации целевой функции. 3. Трудности создания высокопроизводительных каналов связи между оператором и БЛА (или между несколькими БЛА при выполнении целевой задачи в групповом полете). Такая связь возможна пока на расстоянии только почти прямой видимости. Для достижения большей дальности возникает необходимость применения радиорелейных станций или других воздушных (космических) платформ. 4. Трудности при полетах над густонаселенными районами в мирное время, особенно в воздушном пространстве, серьезно насыщенном гражданской авиацией. В конечном счете перечисленные недостатки в значительной мере компенсируются преимуществами БЛА. Поэтому практически все развитые страны в той или иной степени занимаются разработкой БЛА для военных и гражданских целей. Детальная информация о разработках в данных предметных областях приведена в Приложении к данной главе (табл. 1 и 2). В настоящее время не существует единой общепринятой классификации БЛА. Тем не менее, опираясь на отечественные и зарубежные
разработки, можно предложить их классификацию, основанную, главным образом, на целевых функциях подобных аппаратов и технических средствах выполнения этих функций. При этом следует помнить, что классификация относится, в первую очередь, к БАС, так как отдельный БЛА решение целевой задачи обеспечить не может. Современные БЛА делятся, как правило, по областям их применения на три основные группы: военного, гражданского и антитеррористического назначения. Основные функции, выполняемые БЛА в каждой из перечисленных выше групп, приведены в Приложении (табл.3). БЛА военного назначения создаются для выполнения следующих боевых задач: • поражение РЛС противника; • поражение наземных целей (включая мобильные цели); • радиоэлектронное противодействие (РПД), включающее постановку помех, насыщение зон действия ПВО ложными целями, беспокоящие действия, отвлечение противника, введение его в заблуждение и подавление средств ПВО; • подавление сетевых систем противника; • транспортировка оружия направленной энергии — для решения этих и подобных задач выделяется класс ударных БЛА; • проведение разведывательных полетов; • электронная разведка (разведка средств связи противника) для сбора, анализа и оценки сигналов систем связи и передачи данных; • получение информации об оперативной обстановке на театре военных действий (ТВД); • определение местоположения целей и лазерное целеуказание системам оружия с лазерным наведением, корректировка артиллерийского огня — для решения этих и подобных задач выделяется класс разведывательных БЛА; • обеспечение радиорелейной связи; • выполнение «узловых» функций для информационных сетей; • выполнение функций воздушных мишеней, информационная поддержка процессов обучения летчиков и операторов — для решения этих и подобных задач выделяется класс БЛА обеспечения. В результате применения БЛА военного назначения оказывается возможным: • значительно повысить боевую эффективность применения военной техники; • обеспечить экономию сил и средств при гарантированном поражении объектов противника; • создать условия для оперативного маневра ресурсами сил и средств;
• обеспечить возможность быстрого сосредоточения необходимых сил и средств на критических направлениях ведения боевых действий; • осуществить требуемую длительность наблюдения за территорией противника с целью своевременного раскрытия его замысла и определения имеющихся у него сил и средств; • обеспечить устойчивую информационную поддержку боевых действий войск в различных условиях. Задачи, решаемые современными БЛА гражданского назначения, можно классифицировать на три группы: • БЛА обеспечения информацией различные системы контроля за параметрами природной и антропогенной сред — информационные (мониторинговые) БЛА; • БЛА оказания физического воздействия на параметры состояния контролируемых сред — рабочие БЛА; • БЛА обеспечения функционирования двух предыдущих классов — вспомогательные БЛА. БЛА антитеррора и борьбы с наркомафией также можно классифицировать на следующие три группы: • информационно-разведывательные БЛА (поиск групп террористов и прочих преступников, определение параметров природной и антропогенной сред в районе действия этих групп и т.п.); • боевые БЛА (нанесение ущерба личному составу и объектам материального обеспечения групп террористов и прочих преступников); • связные БЛА (обеспечение закрытой связи со спецгруппами, осуществляющими поиск и боевое взаимодействие с террористами). Многие военные специалисты на Западе полагают [1.5], что именно БЛА будут в скором времени незаменимы при выявлении очагов терроризма и отслеживании террористических акций, в особенности, если в результате терактов возникнут обширные зоны радиоактивного заражения местности. Приведенное деление БЛА на классы и группы по назначению и обобщенным решаемым задачам показано на рис. 1.1, где выделены следующие уровни: I — уровень беспилотных авиационных систем (БАС); II — уровень подсистем БАС; III — уровень назначения БЛА; IV — уровень целевых задач, решаемых БЛА. Первое место по количеству, сложности и разнообразию внедренных и разрабатываемых БАС занимают боевые беспилотные системы и, соответственно, БЛА военного назначения. Для дальнейшей детализации классификации БЛА военного назначения воспользуемся дополнительными признаками, в качестве которых выступают тактические характеристики БЛА:
• повторяемость выполнения целевых функций ударными БЛА: одноразовые и многоразовые; • глубина решаемой задачи разведывательными БЛА: стратегические (высота свыше 6100 м, длительность полета свыше 24 часов, дальность полета свыше 550 км) и тактические (высота менее 6100 м, длительность полета менее 24 часов, дальность действия менее 550 км); • особенности функций обеспечения военных БЛА: целевые платформы (задачи ретрансляции и связи), транспортные платформы (задачи доставки непоражающих грузов), имитаторы (ложные цели и мишени). В качестве дополнительных классификационных признаков могут быть использованы также тактико-технические характеристики (ТТХ) БЛА: • аэродинамические схемы — самолетного и вертолетного типа, а также комбинированного типа — конвертопланы; • высота применения: - стратегические разведывательные высотные БЛА (по американской классификации: HALE — High-Altitude Long-Endurance): высота полета (12 200-=-19 800) м, длительность — более 24 часов, - стратегические разведывательные средневысотные БЛА (по американской классификации: MALE — Medium-Altitude Long-Endurance): высота полета (6 100ч-12 200) м, длительность — более 24 часов; • дальность действия: - тактические разведывательные БЛА среднего радиуса действия (MR — по американской классификации): дальность действия — (70-4-550) км, - тактические разведывательные БЛА малого радиуса действия (SR — по американской классификации): дальность действия — (ЗО-т-70) км, - тактические разведывательные БЛА ближнего радиуса действия (CR — по американской классификации): дальность действия — менее 30 км; • весовые и габаритные характеристики (для тактических разведывательных БЛА ближнего радиуса действия): - малогабаритные БЛА (МБЛА) ближнего радиуса действия (mini — по американской классификации): дальность действия — менее 30 км, вес — (1-М0) кг, - миниатюрные БЛА (микро-БЛА) ближнего радиуса действия (μ — по американской классификации): дальность действия — менее 10 км, вес — (0,054-1) кг.
Получающаяся при этом детализированная классификация БЛА военного назначения приведена на рис. 1.2, где в дополнение к рис. 1.1 введены следующие уровни классификационной иерархии: V — уровень тактических характеристик; VI — уровень технических характеристик. В зависимости от технического уровня и степени интеграции бортовых информационно-управляющих систем (ИУС) в информационные сети централизованного управления, БЛА военного назначения могут быть использованы в различных концепциях ведения боевых действий [1.5]. Вне зависимости от концепции, для оценки качества выполнения целевой задачи будем использовать традиционные для технических систем, имеющих в своем составе ИУС, критерии: точность и производительность. Для оценки эффективности эксплуатации будем использовать также вполне очевидные критерии: ТТХ БЛА, стоимость БЛА и его эксплуатации. Ниже приведены примеры характеристик БЛА для различных классификационных групп, где используются следующие технико-экономические параметры: точность выполнения полетных операций, скорость и длительность полета, высота полета, взлетная масса, масса и состав целевой нагрузки, стоимость БЛА и его эксплуатации. Ударные БЛА одноразового применения характеризуются продолжительностью полета до 5 часов и радиусом боевого действия до 350 км, т.е. они относятся к классу тактических и оперативных ЛА. Ударные БЛА одноразового применения могут поражать: • радиоизлучающие цели, для этого они оснащаются пассивной радиолокационной головкой самонаведения (ГСН), встроенной боевой частью (БЧ) и автономной системой управления полетом; • малоразмерные неизлучающие наземные цели, в том числе и мобильные (разрабатываются одноразовые БЛА и для воздушных целей). Полет ударного БЛА одноразового применения выполняется по заданной программе вплоть до захвата пассивной ГСН БЛА отраженного излучения цели от собственного или внешнего подсвета (в соответствующем диапазоне длин волн электромагнитного излучения), после чего БЛА переходит в пикирование и поражает цель по схеме «камикадзе». Другим алгоритмом работы одноразового БЛА является его наведение по внешним целеуказаниям. В Приложении (табл.4) приведены тактико-технические характеристики (ТТХ) некоторых ударных БЛЛ одноразового применения. Представителями ударных БЛА одноразового применения являются также: • БЛА CUTLASS, IAI (Израиль) и Рейтеон (США); • БЛА LEWK, Advanced Technologies Inc., США; • робототехнический БЛА-камикадзе «Брэйв-200», Боинг, США; • робототехнический БЛА-камикадзе «Брэйв-3000», Боинг, США;
< pa
• робототехнический БЛΑ-камикадзе «Ларк», IAI, Израиль; • робототехнический БЛА-камикадзе «Вампир», Шорт, Англия и т.д. Однако большая часть ударных БЛА ввиду их довольно высокой стоимости рассчитаны на многократное применение. Ударные БЛА многоразового применения обладают радиусом боевого действия вплоть до нескольких тысяч километров. Они могут нести на борту кроме традиционных поражающих средств высокоэнергетическое оружие направленного действия: лазерное, микроволновое большой мощности, что в присутствии пилота не всегда возможно. Ударные БЛА многоразового применения по своим массогабарит- ным и тактико-техническим характеристикам приближаются к современным тактическим истребителям. Поэтому основной концепцией боевого применения БЛА является их комплексное использование совместно с пилотируемыми средствами, что еще более ужесточает требования к ИУС БЛА. Ударные БЛА многоразового применения должны обеспечивать обнаружение, идентификацию и поражение приоритетных наземных стационарных и мобильных целей, огневое подавление активных средств системы ПВО противника, а также ведение борьбы с воздушными целями, в том числе с крылатыми и баллистическими ракетами, на активном участке траектории их полета. Ударные БЛА должны иметь низкую заметность в оптическом и радиолокационном диапазонах, радиус действия до 2000 км, повышенную маневренность и прочность конструкции, сравнительно невысокие стоимости производства и эксплуатации. В Приложении (табл.5) приведены ТТХ некоторых ударных БЛА многоразового применения самолетного типа. Представителями ударных БЛА многоразового применения самолетного типа являются также: • проект БЛА «Нейрон», Дассо, Франция при участии SAAB (Швеция), EADS/CASA (Испания), HAI (Греция), Аления (Италия), PUAG (Швейцария); • проект БЛА «Скай-Х», Аления, Италия; • проект БЛА «URAV», германское отделение EADS; • БЛА UCAV-N, Нортроп-Грумман, США; • БЛА «Модель 395», Нортроп-Грумман, США; • БЛА «Блэк UCAV», Локхид-Мартин, США; • БЛА «Уорриор», Дженерал Атомикс, США; • БЛА UCAV, общеевропейская корпорация «EADS»; • БЛА «Грэн Дюк», Дассо, Франция; • БЛА «Вооруженный Фалько», Метеор, Италия • БЛА U-99, НИЦ Кронфильдского авиационного института, Великобритания и т.д. Особыми классами ударных ЛА являются БЛА вертолетного типа и беспилотные конвертопланы. Использование БЛА таких типов суще-
ственно отличается от самолетного и требует другой инфраструктуры обслуживания и применения. В Приложении (табл.6) приведены ТТХ некоторых ударных БЛА многоразового применения вертолетного типа. Представителем ударных БЛА многоразового применения вертолетного типа является также: • БЛА «Ка-117», «Камов», РФ; • проект БЛА «UCAR», Локхид Мартин, США и т.д. В Приложении (табл.7) приведены ТТХ некоторых ударных БЛА многоразового применения комбинированного типа (конвертопланы). Представителем ударных БЛА многоразового применения комбинированного типа (конвертопланы) является также проект БЛА «Штиль-3>>, ООО «Кванд», РФ и Республика Беларусь и т.д. Во многом дальнейшее развитие БАС связано с совершенно новой концепцией ведения боевых действий в XXI в., когда создается единое информационное пространство проведения боевых операций от отдельного солдата до системы управления фронтом. Имеются сведения о результатах работы по созданию некоторых типов программного обеспечения как составляющих будущего глобального продукта: • точное пространственное прицеливание; • инструмент планирования маршрута БЛА; • интегрирование датчиков; • инициативная система прицеливания; • система управления логистической информацией; • папка планирования удара; • рабочая станция точного прицеливания; • тактический модуль распространения [1.6]. Другой составляющей реализации данной концепции является созданная и разрабатываемая широкая номенклатура разведывательных беспилотных систем. Основными предпосылками для совершенствования разведывательных БЛА военного назначения являются: • сложность обеспечения оперативного взаимодействия родов войск в условиях сложной информационной обстановки в районе ведения боевых действий; • высокая подвижность частей и подразделений при выполнении боевой задачи; • постоянно растущая потребность в контроле за обстановкой в зоне боевого соприкосновения с противником, обусловленная отсутствием четко выраженной полосы обороны или наступления. При создании единого информационного поля управления боевыми операциями должны быть учтены следующие ключевые вопросы: • помехозащищенность и производительность каналов обмена информацией между БЛА и пунктами управления; • эффективность обработки информации на борту;
• высокая степень автоматизации задач, выполняемых на борту БЛА и в пункте операторского управления БЛА; • эффективность информационно-управляющего поля, связывающего оператора БЛА с информационным процессом, обеспечивающим боевое применение БАС. В ИУС боевой беспилотной авиации ближайшего будущего будут присутствовать две независимые компоненты: система «Интранет», связывающая группу боевых БЛА друг с другом и с боевым самолетом, с борта которого ведется управление этой группой, и система многоканальной дальней связи, работающая с использованием высотных или космических ретрансляторов и связывающая боевые БЛА с удаленными источниками информации или наземными пунктами управления. С учетом сказанного, обсудим также возможную классификацию разведывательных БЛА военного назначения. Стратегические разведывательные БЛА предназначены для обеспечения боевых действий авиации и других видов вооруженных сил на театре военных действий (ТВД). Последовательное развитие идеи барражирующего разведчика привело к созданию в США больших БЛА, выполняющих оперативные и стратегические задачи. К ним относятся выпускаемые серийно в США БЛА RQ-1 Predator и БЛА RQ-4 Global Hawk. В Приложении (табл.8) приведены ТТХ некоторых стратегических разведывательных высотных БЛА. Представителями стратегических разведывательных высотных БЛА являются также: • БЛА 324 «Scarab», Teledyne Ryan Aeronautics, США (с 80-х гг. 20 в.); • БЛА «Frigate», Aerospatiale Matra, Франция; • БЛА «Gladan», SAAB Aerospace, Швеция; • БЛА «Sensor Craft», США и т.д. Стратегические разведывательные высотные БЛА имеют следующие преимущества перед средневысотными: • большая дальность прямой видимости, в пределах которой могут работать разведывательная аппаратура и средства связи; • меньшая вероятность летных происшествий, поскольку боевые задания выполняются над зонами плохой погоды, а также над зонами, отведенными для полетов других летательных аппаратов; • меньшее количество взлетов и посадок, во время которых происходит большинство аварий БЛА. В Приложении (табл.9) приведены ТТХ некоторых стратегических разведывательных средневысотных БЛА. Представителями стратегических разведывательных средневысотных БЛА являются также: • БЛА «Тиха», Тусас Аэроспейс Индастриз, Турция; • БЛА «Херон» (Eagle), IAI, Израиль; • БЛА «Ε-Hunter», IAI и Malat, Израиль;
• БЛА «Спервер-Н\Л>, Сажем, Франция; • БЛА «Игл-Ь, общеевропейская корпорация «EADS» и т.д. Залогом успеха действия стратегических разведывательных БЛА является эффективная организация оптимального процесса передачи данных, особенно видеоразведки и совершенствование комплексного управления БАС. Так, для ускорения обмена информацией в состав наземного комплекса, работающего с БЛА RQ-1A «Предатор», были введены приемники, которые обеспечивали передачу видеоданных с БЛА RQ-1A «Предатор» непосредственно в кабину экипажа самолета сил специальных операций АС-130. Однако, только полная интеграция данных, получаемых от всех видов разведывательных средств, в единый информационный поток позволит обеспечить согласованное управление различных БАС и других боевых комплексов в режиме реального времени. При этом связь между различными разведывательными средствами, объединенными в единую сеть, должна осуществляться посредством интерфейса «машина-машина». Тактические разведывательные БЛА предназначены для обеспечения разведывательной информацией частей и соединений сухопутных войск и военно-морских сил от корпусного звена и ниже. Наиболее ответственную зону (в районе 150 км от пункта вылета), где будут вестись основные боевые действия, обслуживают относительно скоростные тактические разведывательные БЛА средней дальности с высокой степенью автономности [1.7]. Именно в этом классе разработано и испытано наибольшее количество БЛА, и такие работы энергично продолжаются. В Приложении (табл. 10) приведены ТТХ некоторых тактических разведывательных БЛА самолетного типа средней дальности. Представителями тактических разведывательных БЛА самолетного типа средней дальности являются также: • БЛА «Fox AT2», САС Systemes, Франция; • БЛА «Searcher-Mk-II», IAI, Израиль; • БЛА «PW-1», CPMIEC, Китай; • БЛА «CL-289» (AN/USD-502), Bombardier Aerospace (Канада), при участии Dornier (Германия) и Aerospatiale — Matra (Франция); • БЛА «Mohajer», HESA, Иран; • БЛА «Scout», IAI, Израиль; • БЛА «Sojka III», Технический институт ВВС и ПВО, Чехия; • БЛА «CL-32», Canada Air, Канада; • БЛА «Thomson-CSF», Бельгия; • БЛА «Spectrum», Meggit Defense Systems, Великобритания; • БЛА «Фокс AT», CAC Systems, Франция; • БЛА «Cresserelle», Sagem, Франция; • БЛА «Spervere», Sagem, Франция;
• БЛА «W-50», Нанкинский НИИ техники имитационного моделирования, Китай; • БЛА «Changkhong-1», Пекинский университет авиации и космонавтики, Китай; • БЛА «Nishant», Управление оборонных исследований, Индия; • БЛА «Seeker-2>>, Centrone, ЮАР; • БЛА BQM-155A «Hunter», IAI (Израиль) и TRW (США); • БЛА «Seamos», общеевропейская корпорация «EADS»; • БЛА «Рейнджер», Erlion (Швейцария) и IAI (Израиль) и т.д. В Приложении (табл.11) приведены ТТХ некоторых тактических разведывательных БЛА вертолетного типа средней дальности. Представителями тактических разведывательных БЛА вертолетного типа средней дальности являются также: • БЛА «SARC», общеевропейская корпорация «EADS»; • БЛА «Орка-1200», общеевропейская корпорация «EADS»; • БЛА «Скорпио-30», общеевропейская корпорация «EADS»; • БЛА «Хетэл», ЕСТ и ISNAV, Франция; • БЛА «CL-327», Guardian, Канада; • БЛА «Puma», Bombardier Services Corporation, Канада; • БЛА 379 «Fire Scout», Northrop Grumman, США; • БЛА «Сайфер-2», Sikorski Aircraft, США и т.д. В настоящее время, как показал конфликт в Югославии, разработчики БЛА стремятся сделать новые БЛА максимально универсальными, модульными и взаимозаменяемыми как в стратегических, так и тактических операциях, как при выполнении ударных, так и при выполнении разведывательных функций. Это проявляется в стремлении авиастроительных фирм свести воедино в беспилотный разведывательно-ударный многоцелевой комплекс различное оборудование, предназначенное для выполнения задач разведки (включая наблюдение и обнаружение целей), создания помех радиотехническим средствам противника, подавления его ПВО, нанесения ударов по наземным целям и др. Иными словами, бортовая система управления должна выполнять композицию следующих функций [1.1]: • управление ресурсами — автоматическое управление работой всех бортовых систем, включая датчики различных параметров и оружие; • управление операциями с информацией — получение и слияние различного вида информации, а также обработка и отображение информации; • управление в критических ситуациях — поиск управленческих решений в случае боевого повреждения или появления нарушения в нормальной работе бортовых систем, реализация в критических ситуациях возвращения БЛА на базу; • сетевое управление — распределение частотных каналов для реализации информационной связи БЛА, поддержание качественной работы всех каналов связи.
Реализация такого обширного круга задач на одном аппарате требует новых концепций построения бортовых ИУС, установки более разнообразного бортового оборудования. Информационные и ударные бортовые системы в этом случае могут иметь массогабаритные характеристики, которые будут значительно превышать конструктивные возможности БЛА. Одним из наиболее реальных путей решения данной проблемы является создание многоцелевых БЛА со сменными модулями соответствующего назначения. Например, в разведывательном варианте они оснащаются телекамерами, ИК-станциями, РЛС с синтезированной апертурой и т. п., в варианте постановщиков помех — станциями радиоэлектронной разведки, передатчиками активных помех, контейнерами с автоматами сброса дипольных отражателей, а в ударном варианте — оборудованием наведения оружия (ИК-станция переднего обзора, РЛС, лазерный дальномер и т. п.) и средствами поражения целей. В Приложении (табл. 12) приведены ТТХ некоторых тактических разведывательных БЛА самолетного типа малой дальности. Представителями тактических разведывательных БЛА самолетного типа малой дальности являются также: • БЛА «Mirach-26», Италия; • БЛА «Lipan M3», Аргентина; • БЛА «Chacal-2», ALCORE Technologies SA, Франция; • БЛА RZO «Бревел», STN Atlas Elekronik, Германия; • БЛА «Z-2», Нанкинский НИИ техники имитационного моделирования, Китай и т. д. В Приложении (табл. 13) приведены ТТХ некоторых тактических разведывательных БЛА вертолетного типа малой дальности. В последнее время сформировался повышенный интерес к малогабаритным БЛА (МБЛА), относящимся к разведывательным тактическим БЛА ближней дальности. Это объясняется появлением новых достижений в области миниатюризации бортовых компонентов БЛА и новых военно-технических концепций применения таких аппаратов. Сказался также опыт, полученный в боевых действиях в локальных конфликтах (в миротворческих операциях), где выявились потребности повышения информационной обеспеченности наземных войск тактического уровня. Возникла необходимость функционирования БЛА в интересах отдельных групп солдат как средства взводного уровня, обеспечивающего локальную разведку по прямому требованию потребителя информации. Решающим фактором успеха становится организация непрерывной разведки, планирование и управление выполнением боевых действий с привлечением минимально необходимых ударных средств. Основным информационным звеном в такой ситуации становятся именно МБЛА, которые предполагается оснащать телевизионными или тепловизион- ными камерами, биохимическими, радиационными, акустическим датчиками и т. п., и которые должны входить в состав индивидуального
снаряжения военнослужащих для использования при ведении контртеррористических операций и боевых действий. Возможность создания и применения МБЛА для выполнении разведывательных задач объясняется следующими причинами: • высокий уровень развития элементной базы радиоэлектроники и миниатюризация датчиков, приборов и устройств, используемых в комплексах бортового оборудования; • снижение уровня специальных требований к бортовому оборудованию для малых БЛА и, как следствие, расширение номенклатуры применяемого оборудования; • отсутствие необходимости в дорогостоящей научно-производственной базе для разработки, производства и испытаний МБЛА. В Приложении (табл. 14) приведены ТТХ некоторых тактических разведывательных малогабаритных БЛА ближнего радиуса действия. Представителями тактических разведывательных малогабаритных БЛА ближнего радиуса действия являются также: • БЛА «Байрактар», Калебайкар, Турция; • БЛА «Skylark», El bit, Израиль и т.д. Дальнейшее развитие подобной техники практически доказало возможность изготовления миниатюрных беспилотных летательных аппаратов размером не более 150 мм (миниатюрные БЛА). В приложении (табл. 15) приведены ТТХ некоторых тактических разведывательных миниатюрных БЛА ближнего радиуса действия. Представителями тактических разведывательных миниатюрных БЛА ближнего радиуса действия являются также: • БЛА «Lockheed», Sanders, США; • БЛА «Black Widow», AeroVironment, США; • БЛА «Mosquito 1.5», IAI, Израиль; • БЛА «Carollo P 50», Технический университет Брауншвейга, Германия; • БЛА «Ровир», подразделения «Сандерс» и «Сканк Уоркс» фирмы «Локхид-Мартин», США; • БЛА «Колибри», Латроникс, США; • БЛА «Колибри», ХАИ, Украина; • БЛА «Микробат», Калифорнийский технологический институт и фирма «AeroVironment», США; • БЛА «SLADF», Майкрокрафт, США и т. д. Достигнутые технические характеристики оборудования малых БЛА не позволяют перейти к широкой замене более крупных БЛА на БЛА мини- и микро-класса. Например, качество изображения, получаемого при помощи аппаратуры малых БЛА, остается достаточно низким — получаемое изображение часто нестабильно и дрожит. Необходимо отметить, однако, что, в частности, компания CONTROP Precision Technologies (Израиль) начала поставки гиростабилизированной миниатюрной системы наблюдения D-STAMP с тремя степенями свободы и массой всего около 650 г.
Прогнозируется появление «стай» БЛА-микророботов, доминирующих над полем боя и над объектами противника. Время практического появления таких «стай» будет зависеть от прогресса в создании сверхмощных автоматических или автоматизированных ИУС и от дальнейшего прогресса в нанотехнологии. Как указывалось выше, БЛА обеспечения для БАС военного назначения выполняют функции имитаторов и решают функциональные и транспортные задачи. В Приложении (табл. 16) приведены ТТХ некоторых имитаторов из класса БЛА обеспечения. В табл. 17 Приложения приведены ТТХ некоторых функциональных платформ из класса БЛА обеспечения. Представителями функциональных платформ из класса БЛА обеспечения являются также: • БЛА «Dragon Eye», США (ретранслятор, постановщик помех); • БЛА «BQM-53», Нортроп Грумман, США (постановщик помех); • БЛА «Мошкара», Республика Беларусь (постановщик помех) и т.д. В Приложении (табл. 18) приведены ТТХ транспортной платформы из класса БЛА обеспечения. Перейдем теперь к обсуждению классификации и характеристик БЛА гражданского назначения. Круг задач, решаемых БЛА гражданского назначения, очень широк и имеет тенденцию к дальнейшему быстрому расширению. Для данных БЛА предпосылками развития являются: • высокая потенциальная возможность развития катастрофических ситуаций из-за нештатных и аварийных ситуаций на многочисленных промышленных объектах технологической инфраструктуры и на природных объектах, необходимость в связи с этим оперативного реагирования и управления выходом из таких ситуаций; ■·· протяженность естественных и технологических объектов, их удаленность от развитых технологических центров; • расширение сети технологических объектов и расширение номенклатуры объектов контроля. БАС гражданского применения являются, прежде всего, информационными системами, где целевая функция заключается в оперативном получении, накоплении и анализе информации для формирования достоверных сведений о контролируемых процессах и объектах, использовании получаемой информации для повышения эффективности управления полетом БЛА при решении целевых задач. Поэтому первоочередное значение для выбора технического облика БЛА имеет состав и качество целевого оборудования, а также качественные характеристики цифровой системы автоматического управления (ЦСАУ) полетом БЛА как составной части бортовой ИУС.
Целевые функции определяют такие технические характеристики БЛА, как взлетная масса, кратность применения, дальность и длительность полета, способы старта и посадки, уровень «интеллектуальности». Существенной ограничительной характеристикой является стоимость БАС (в составе с БЛА), а также стоимость и простота эксплуатационного обслуживания. Применение БЛА гражданского назначения обеспечивает получение следующих результатов: • возможность получения всеобъемлющей информации о параметрах состояния природной среды, промышленно-технологического комплекса, созданного человеком, о состоянии урбанистической (т.е. рукотворной) среды проживания современного человека; • минимизация вероятности возникновения и сокращение сроков ликвидации антропогенных и природных катастроф; • повышение эффективности технологической деятельности человека; • создание условий для оперативного маневра ресурсами сил и средств; • устойчивость информационной поддержки промышленной деятельности человека. Достижение перечисленных выше результатов требует создания разнообразных датчиков получения информации, действующих в широких географических рамках и в разнообразных климатических и эксплуатационных условиях. Поэтому БАС на основе БЛА гражданского назначения должны быть мобильными, их количество должно обеспечивать создание плотной информационной сети. В этом случае требуется значительная численность обслуживающего персонала. Заметим, что этот персонал не обязательно должен обладать высокими профессиональными качествами. Таким образом, для максимального соответствия принципам получения всеобъемлющей и своевременной информации целесообразно создавать БЛА гражданского назначения в соответствии со следующими критериями: • высокая мобильность перемещения оборудования БАС на основе БЛА гражданского назначения; • высокая степень автоматизации целевого функционирования БАС (БЛА); • низкая стоимость БАС (БЛА) и его эксплуатации; • возможность обеспечения функционирования БАС (БЛА) специалистами средней и низкой квалификации; • возможность доставки к месту организации работ на малогабаритных и дешевых транспортных средствах высокой проходимости;
• возможность работы в местах с полным отсутствием технических и организационных средств обеспечения полетов (старт, полет, посадка); • простота эксплуатационного обслуживания БЛА на месте проведения работ целевого характера; • высокие надежность функционирования и ремонтопригодность. Функции, выполняемы БЛА гражданского назначения (Приложение, табл.3) могут быть классифицированы в соответствии с целевыми функциями. Так задачи БЛА гражданского назначения: • выявление и локализация техногенных катастроф, оценка их последствий; • оценка состояния тепловых сетей, полей фильтрации и аэрации, дорожного покрытия; • оценка состояния высоковольтных линий передач; • оценка состояния трубопроводов; • контроль технического состояния зданий и сооружений; • обнаружение мест утечек, предаварийных и аварийных участков; • контроль за железными и автомобильными дорогами; контроль судоходства — могут быть классифицированы как задача осуществления мониторинга промышленных объектов. Задачи БЛА гражданского назначения: • выявление и локализация естественных катастроф; • выявление участков загрязнений земной и водной поверхности; • обнаружение очагов возгорания в населенных пунктах, в лесах и на торфяниках; • слежение за динамикой лесных пожаров; слежение за ходом лесо- восстановления на вырубках и гарях — могут быть классифицированы как задача осуществления экологического мониторинга. Задачи БЛА гражданского назначения: • ведение радиационной, бактериологической и химической разведок; • контроль гидро-, метеообстановки, исследование атмосферы; • информационное обеспечение сельскохозяйственных работ и геологоразведки; • разведка ледовой обстановки; • разведка косяков рыб, контроль рыболовства — могут быть классифицированы как задача осуществления климатического, гео- и биоконтроля. Задачи БЛА гражданского назначения: • наблюдение за заданным участком местности с целью поиска и идентификации объектов; • аэрофотосъемка и контроль земной поверхности; • составление ортофотопланов участков местности с заданными точностью и разрешением;
• обеспечение формирования земельного кадастра отдельных территорий — могут быть классифицированы как картографические и топографические задачи. Для дальнейшей конкретизации классификации БЛА гражданского назначения воспользуемся дополнительными классификационными признаками (по сути — параметрами технических характеристик БЛА): • аэродинамические схемы — самолетного и вертолетного типа; • весовые и габаритные параметры: - крупногабаритные БЛА — вес более 250 кг; - среднегабаритные БЛА — вес (30ч-250) кг; - малогабаритные БЛА — вес менее 30 кг. Получающаяся при этом структура классификации БЛА гражданского назначения показана на рис. 1.3, где показаны следующие уровни классификационной иерархии: V — уровень целевых задач; VI — уровень технических характеристик. В Приложении (табл. 19) приведены ТТХ крупногабаритного БЛА для мониторинга промышленных объектов. В табл.20 приведены ТТХ некоторых среднегабаритных БЛА самолетного типа для мониторинга промышленных объектов. В Приложении (табл.21) приведены ТТХ некоторых среднегабаритных БЛА вертолетного типа для мониторинга промышленных объектов. Представителями среднегабаритных БЛА вертолетного типа для мониторинга промышленных объектов являются также: • проект БЛА «Ка-37», ОКБ им. Камова, РФ и т. д. В Приложении (табл. 22) приведены ТТХ некоторых малогабаритных БЛА для мониторинга промышленных объектов. Представителями малогабаритных БЛА для мониторинга промышленных объектов являются также: • БЛА «ZALA 421-12», Беспилотные системы, РФ; • БЛА «Локон», СКБ «Топаз», РФ; • БЛА «Иркут-2Т/Ф», НПК «Иркут», РФ и т.д. В Приложении (табл. 23-29) приведены ТТХ БЛА гражданского назначения различных массогабаритных характеристик и различных целевых функций. Использование БЛА в интересах борьбы с террористами, наркомафией, браконьерами и прочей организованной преступностью пока делает свои первые шаги, но эффективность БЛА в этой борьбе демонстрируется и на этом начальном этапе. В табл.30 Приложения приведены ТТХ некоторых информационно- разведывательных БЛА антитеррора. В табл.31 Приложения приведены ТТХ боевого БЛА антитеррора. В табл.32 Приложения приведены ТТХ связного БЛА антитеррора.
ω jQ I jQ 4 ω то о Я о с о Ш < ς pa 56 < pa > >
Выше были перечислены функции, выполняемые комплексом бортового оборудования БЛА, к которым следует добавить обеспечение таких упоминавшихся выше качеств БЛА, как автономность, независимость от человеческого фактора и устойчивость к внешним воздействиям — это и многое другое достигается соответствующей работой бортовой цифровой системы автоматического управления (ЦСАУ). Возможность решения задач, которые ставятся на современном этапе перед БЛА (в первую очередь перед информационными БЛА: военными, гражданскими и антитеррористическими), требуют интеграции автопилота с «интеллектуальным» оборудованием, занятым обработкой целевой информации, например, видеоинформации. Такая интеграция и должна достигаться ЦСАУ, но примеров столь глубоко интегрированных ЦСАУ БЛА на настоящий момент неизвестно. Можно отметить следующие ЦСАУ, применяемые в отечественных БЛА: 1. Бортовой комплекс навигации и управления БЛА производства ООО «ТеКнол», РФ, включает следующие элементы: • инерциальная навигационная система; • приемник спутниковой навигации (GPS/ГЛОНАСС); • накопитель летных данных; • модуль автопилота (алгоритмы замыкания контуров управления полетом БЛА, формирование информации в накопитель летных данных и в канал телеметрии); • датчик воздушной скорости. Технические характеристики: вес — 310 г; ошибки измерения: координат БЛА — 6 м, высоты — 2 м, вертикальной скорости — 0,25 м/с, углов ориентации — (1ч-1,3)°, путевого угла — 1°. 2. Система автоматического управления «Восток-228», Беспилотные системы, РФ, в комплектации: • блоки датчиков; • вычислитель; • накопитель данных; Функции: стабилизация БЛА на траектории, стабилизация высоты, управление маневрами ЛА и приведение его в горизонтальный полет, измерение координат, углов ориентации и параметров движения БЛА. Технические характеристики: вес — 22,5 г; ошибки измерения: координат БЛА —5м, высоты —2м, вертикальной скорости — 0,2 м/с, углов ориентации: при прямолинейном полете — (0,2-4-0,3)° и при маневрировании — 2°, путевого угла — 0,2°. 3. Бортовой комплекс управления АР-50, UAV Flight Systems Inc., США, включающий: • антенна и приемник GPS; • три встроенных датчика гировертикали и двухосевой акселерометр; • барометрический альтиметр; • трубка Пито;
• два бортовых компьютера: один решает навигационные задачи, другой — задачи управления. Технические характеристики: вес — 50 г; ошибки измерения: координат БЛА —15 м, высоты — 3 м, по скорости — 20% от заданного значения. На отечественном рынке известны также: • система автоматической стабилизации и пилотирования STA30, группа компаний «Рисса» (РФ); • AeRA autopilot (США); • MicroPilot (Канада). Перечень действующих БАС на основе БЛА, применяемых в различных областях человеческой деятельности, и их ТТХ показывают, что, несмотря на большое внимание и серьезную финансовую и организационную поддержку работам по внедрению БЛА для решения задач военного и гражданского характера, пока не произошел качественный прорыв подобных сложных систем в практику решения перчисленных выше целевых задач. Одной из причин такого положения является неполное выполнение требования существенного повышения степени автоматизации БЛА. Для решения этой проблемы необходимы совершенно новые подходы к синтезу и реализации управления всеми составляющими полета и, соответственно, к информационному обеспечению управления, необходимого для достижения высокой эффективности многократного выполнения целевой задачи. Решать надо и фундаментальную задачу создания новых методов измерения и управления, и задачу комплекси- рования разнородного оборудования, и задачу создания высокоэффективного программно-математического обеспечения. Высочайшая сложность целевых задач, эффективно решаемых БЛА только при выполнении весьма жестких тактико-технических требований, оказалась причиной того, что пока не удалось преодолеть многие фундаментальные, инженерные и технологические проблемы: • не создана полномасштабная система автоматического опознавания целевых объектов (на первом этапе предполагается решать более простую задачу — автоматическое категорирование целей); • отсутствуют адаптивные системы управления полетом БЛА, способные автоматически гибко реагировать на нестационарность объекта управления (изменяемые во времени коэффициенты аэродинамических параметров); • отсутствуют системы управления выполнением целевых функций, учитывающие изменения в окружающей обстановке при выполнении полетного задания в автоматическом режиме; • не создана бортовая система комплексирования и анализа больших потоков информации, которая может из всего потока поступающих на боевой БЛА информационных данных выделять наиболее важные сведения о целевых объектах, что позволяет существенно сократить объем передаваемых данных;
• не отработаны способы навигации и согласованного управления группой БЛА, которые могли бы позволить выполнять полеты в составе группы БЛА, выбирать альтернативные маршруты и осуществлять взаимодействие между собой; • не решены в полной мере вопросы автоматической посадки на необорудованные площадки и спасения БЛА; • отсутствуют методы ускоренного, с минимальными финансовыми и временными затратами процесса ввода в эксплуатацию широкой номенклатуры БЛА. Некоторые пути решения указанных фундаментальных задач могут быть найдены за счет рационального комплексирования бортовых ИУС с учетом их целостного функционирования во взаимодействии с другими системами БАС (в том числе и с оператором, остающимся на земле). Такое комплексирование должно учитывать современное развитие информационных и управляющих технологий, достижения в совершенствовании элементной базы, опыт создания и испытаний различных классов и типов БЛА. 1.2. Беспилотные летательные аппараты как средство решения задач боевой авиации Стремительный прогресс технологий в области микропроцессорной техники, коммуникаций, систем управления и навигации привел к появлению концепции, суть которой состоит в реализации потенциальной возможности боевых беспилотных летательных аппаратов (ББЛА) выполнять в обозримом будущем отдельные задачи боевой авиации. В связи со сказанным, наиболее перспективна следующая системная концепция развития боевой авиации·. ББЛА эффективно дополнят пилотируемые ЛА, возьмут на себя часть их задач, но полностью заменить пилотируемые ЛА в доступной для анализа перспективе развития не смогут. При этом сочетание беспилотных и пилотируемых ЛА ведет к появлению комплекса боевой авиации, обладающего качественно новыми свойствами и характеристиками. В рамках создаваемых авиационных ударных групп ББЛА занимают промежуточное положение между перспективными крылатыми ракетами (КР) и боевыми самолетами нового поколения, т. е. там, где ББЛА могут обладать существенно большими возможностями по сравнению с КР и существенно меньшей стоимостью по сравнению с боевыми самолетами. Нынешние разработки опытных и демонстрационных образцов (прототипов), их летные испытания, в том числе и в боевых условиях, позволяют определить перспективную конфигурацию систем боевой авиации нового поколения, включающую: • авиационные комплексы с КР нового поколения; • пилотируемые боевые самолеты нового поколения с ударными ракетами большой дальности;
• малозаметные ББЛА с высокоточными планирующими бомбами [1.1]. В зависимости от целевых функций ББЛА могут быть разделены на две группы: • собственно боевые БЛА, способные поражать воздушные, морские и наземные цели (по классификации, приведенной в 1.1, — ударные беспилотные летательные аппараты); • ББЛА боевого обеспечения (по классификации, приведенной в 1.1, — разведывательные стратегические и тактические БЛА, а также БЛА управления, ретрансляции и формирования информационных сетей, БЛА воздушных перевозок личного состава, дозаправки топливом в полете и прочих функций, необходимые для эффективного нанесения боевого удара по противнику). На ББЛА возлагаются задачи обнаружения, опознавания и поражения хорошо защищенных стационарных и мобильных целей в глубине обороны противника, радиоэлектронное и огневое подавление средств противовоздушной обороны (ПВО), а также поражение воздушных целей. Концепция применения ББЛА предусматривает следующую последовательность их действий: полет в заданный район, поиск объектов, передача на пункты управления изображений для идентификации целей, их поражение и последующее возвращение к месту базирования (для ББЛА многоразового применения) [1.8]. Особенность применения ББЛА заключается в том, что после нанесения ударов по целям противника они могут продолжить свой полет уже в другой конфигурации авиационной группы или перейти в режим длительного автономного барражирования. Иными словами, ББЛА могут действовать как совместно с пилотируемыми ЛА, так и отдельно от них. Обладают ББЛА и более широкими возможностями по нанесению поражающих ударов с относительно безопасных расстояний или с минимальной дистанции в режиме «камикадзе». Перспектива применения ББЛА рассматривается не только при их участии в авиационных ударных группах при операциях по наземным целям, но и в морских системах вооружения. В частности, прорабатываются возможности создания «кораблей-арсеналов», представляющих собой полностью самостоятельные единицы, способные применять ракетное вооружение и ББЛА в любое время суток и в любых погодных условиях по целям на дальностях, превышающих 1600 км [1.1]. Такие «корабли-арсеналы» могут прийти на смену группировкам авианосцев и кораблей сопровождения — достаточно громоздким и уязвимым формированиям. Многоразовость применения ББЛА также оказывает свое влияние на их облик и, соответственно, на концепцию применения ББЛА в составе ударных авиационных комплексов. Здесь следует отметить два различных типа ББЛА:
• стационарного (аэродромного или палубного) базирования; • мобильного базирования (воздушный или наземный старт и парашютная посадка). В настоящее время мобильное базирование часто связывается с применением боевых вертолетов, поэтому столь заметен прогресс в создании беспилотных боевых вертолетов. Наиболее проработанными стратегиями комплексного применения беспилотной и пилотируемой авиации в настоящее время являются стратегии радиоэлектронного противодействия (РЭП) и огневого подавления радиоэлектронных средств (РЭС) противовоздушной обороны (ПВО) противника. Эксперты полагают, что уже в период с 2005 по 2010 г. могут появиться ББЛА, участвующие вместе с пилотируемыми ЛА в прорыве многоэшелонированной и многослойной ПВО противника [1.9]. При этом тактика прорыва ПВО может быть следующей [1.10]: • передовой эшелон тактического построения авиационной группировки включает ББЛА, обеспечивающие РЭП и «провоцирование» ПВО противника с целью вскрытия ее РЭС, а также доразведку и обозначение объектов удара; • ББЛА вызывают «огонь на себя» и сами ББЛА самостоятельно наносят удары по объектам ПВО; • осуществляется массовый вход ББЛА в зону ПВО с целью дезорганизации системы управления ПВО, после чего пилотируемым самолетам будет облегчена задача РЭП и огневого подавления РЛС ПВО. После прорыва ПВО противника ББЛА осуществляют доразведку и обозначение наземных целей, до подхода пилотируемых ЛА с мощными средствами поражения они наносят выборочные удары маломощными боеприпасами. Следующий этап расширения области применения ББЛА (с 2010 по 2015 г.) по мнению экспертов будет характеризоваться решением задачи автономного преодоления многоэшелонированной и многослойной ПВО и нанесением ударов по объектам в глубине обороны противника [1.10]. Это станет возможным благодаря освоению технологий малозаметности и потенциальных возможностей маневрирования ББЛА при выполнении противоракетных и противозенитных маневров Целями в глубине обороны противника станут стационарные объекты с достоверно известными координатами. По мере развития систем распознавания, систем управления и наведения возникнут условия для поражения мобильных целей в автономном режиме полета ББЛА. Возросшие возможности по преодолению ПВО противника и усовершенствование бортовых систем позволят боевым БЛА данного этапа решать задачи доразведки целей (в том числе мобильных), формирования целеуказаний для высокоточных систем оружия и контроля результатов поражающих ударов.
Наконец, в период с 2015 по 2020 г. на ББЛА могут быть возложены боевые задачи с применением практически всего спектра средств поражения совместно с пилотируемой авиацией, в едином информационном поле [1.10]. Таким образом, наивысшей эффективности следует ожидать от ББЛА, которые могут совмещать разведывательные и ударные функции. В Приложении приведены тактико-технические характеристики подобных многофункциональных ББЛА: MQ-1 «Predator» (табл.5), MQ-9A «Predator-B» (табл.5), MQ-5B «Hunter-2» (табл.5), Х-45С (табл.5), Х-47В, (табл.5), MQ-8B «Fire Scout» (табл.6), а также разведывательных ББЛА: RQ-1 «Predator» (табл.9), RQ-4A «Global Hawk» (табл.8), RQ-8A «Fire Scout» (табл.11), прошедших всестороннюю апробацию и задействованных в реальных боевых операциях. Анализ показывает, что реализация концепции создания высокоэффективной авиации комплексного применения ББЛА и пилотируемых ЛА требует решения ряда фундаментальных и прикладных технических проблем, освоения критических технологий, переводящих ББЛА в класс «интеллектуальных» систем, а именно: 1. Обеспечение низкой заметности ББЛА для средств наблюдения противника; 2. Повышение точности применения авиационных средств поражения (АСП), размещаемых на ББЛА, переход к применению оружия направленной энергии в качестве АСП, поскольку здесь отсутствует опасность воздействия микроволнового или лазерного излучения на экипаж; 3. Существенное снижение показателя аварийности ББЛА; 4. Обеспечение всепогодности ББЛА, поскольку сейчас они плохо применимы в ветреную погоду: относительно большой размах крыла, малая удельная нагрузка на крыло приводят к большой «парусности» ББЛА, что существенно усложняет заход на посадку, особенно при боковом ветре, и может привести к повреждению аппарата; 5. Создание комплексной иерархической автоматизированной системы управления ББЛА для всех видов боевых операций с использованием единого информационного поля; 6. Автоматизация решения интеллектуальных задач с помощью соответствующей экспертной системы поддержки летных экипажей и операторов; 7. Дальнейшее совершенствование навигационных систем ББЛА путем интеграции инерциальной навигационной системы (ИНС) со спутниковыми навигационными системами, тепловизионными и лазерными системами, а также РЛС с синтезированной апертурой; 8. Выход на новый технологический уровень разработки микропроцессоров и комплексов телекоммуникационной связи, так как
при операциях с мобильными целями для обработки информации требуются процессоры с характеристиками скорости и объема памяти, эквивалентными или превышающими возможности человека. Список литературы к главе 1 1.1. Развитие беспилотной боевой авиации и роль информационных технологий в ее реализации. Аналитический обзор по материалам зарубежных информационных источников / Под общей ред. академика РАН Е. А. Федосова, ГосНИИАС, 2005. 1.2. Растопчин В. В. Современная классификация беспилотных авиационных систем, ООО «Техкомтех», www.UAV.ru. 1.3. Мясников Е. Угроза терроризма с использованием беспилотных летательных аппаратов: технические аспекты проблемы, МФТИ, 2004. 1.4. «UAV Systems Reference Phtsentation», UAV Systems, The Global Perspective. 1006/2007. 1.5. Краснов А., Путилин А. Беспилотные летательные аппараты: от разведки к боевым действиям // Зарубежное военное обозрение, 2004, №4. 1.6. Система подготовки полетной информации фирмы ВАЕ СИСТЕМЗ. Аналитический обзор ГосНИИАС, 2005. 1.7. Попов В. Α., Ефремова Е.Н. «Потребности НАТО в разведывательных беспилотных летательных аппаратах нового поколения и работы по их созданию в Европе», www.UAV.ru «Беспилотная авиация». 1.8. Ануфриев О.Н., Герасимов Α. Α., Меркулов В. И., Самарин О.Ф., Чернов В. С. Ударные беспилотные летательные аппараты и их радиолокационные системы // Успехи современной радиоэлектроники, 2007, №7. 1.9. Новичков Н., Барковский В. Основные направления развития беспилотных авиационных комплексов // Рынки вооружений, 2008, Т. 8, № 1. 1.10. Моисеев С. Перспективы развития зарубежных боевых БЛА // Аэрокосмическое обозрение, 2008, № 1.
Глава 2 ГЛОБАЛЬНЫЕ НАВИГАЦИОННЫЕ СПУТНИКОВЫЕ СИСТЕМЫ КАК СОВРЕМЕННОЕ СРЕДСТВО РЕШЕНИЯ НАВИГАЦИОННЫХ ЗАДАЧ БПЛА 2.1. Современное состояние и перспективы развития ГНСС GPS, ГЛОНАСС и Galileo 2.1.1. Российская глобальная навигационная спутниковая система ГЛОНАСС. Федеральная целевая программа поддержания и развития ГЛОНАСС. Мы полагаем здесь, что принцип работы и основные характеристики системы ГЛОНАСС, такие, как ее баллистическая структура, параметры орбит спутников и т.д., в настоящее время известны и широко описаны в литературе. Тем не менее, мы считаем необходимым привести табл. 2.1, в которой даны одновременно соответствующие характеристики существующих (GPS и ГЛОНАСС) и создаваемой (Galileo) глобальных навигационных систем. В настоящем разделе основное внимание уделяется перспективам развития системы ГЛОНАСС, способам совершенствования ее характеристик, а также современным аспектам взаимодействия потребителей с этой системой. В настоящее время ГЛОНАСС рассматривается как система двойного назначения, являющаяся стратегическим элементом Российской доктрины национальной безопасности. В то же время обеспечивается открытый доступ потребителей к гражданским сигналам ГЛОНАСС, а также к производству и использованию соответствующей аппаратуры потребителей. Кроме того, благодаря тому, что обеспечена совместимость систем ГЛОНАСС, GPS и создаваемой системы Galileo, на Российской территории возможно использование соответствующих комбинированных приемников. Таким образом, ГЛОНАСС может рассматриваться как элемент глобального рынка соответствующих услуг. Все перечисленные положения, связанные с созвездием ГЛОНАСС, базируются на соответствующих Указах Президента РФ и Постановле-
Таблица 2.1. Основные характеристики глобальных спутниковых навигационных систем (по состоянию на декабрь 2007 г.) Характеристика Количество спутников в номинальном созвездии Параметры орбит: высота, км наклонение, град, период обращения, ч, мин, с Частоты несущей излучаемых сигналов, МГц Максимальная точность позиционирования потребителей положение, м скорость, м/с Система ГЛОНАСС 24 19400 64,8 12,00,00 L1 1598,0625- 1607,0625 L2 1242,9375- 1249,9375 L3 1197,648- 1212,606 20-30 0,33 GPS 24 20200 55 12,00,00 L1 1575 L2 1227,60 L5 1176,45 5 0,05 Galileo 21-30 23000-24000 55-60 Е5 1164-1188 Е6 1260-1300 El 1587-1591; Е2 1559-1563 4-6 0,05 ниях Правительства РФ, а также на Федеральной программе развития ГЛОНАСС на 2002-2011 гг. Основная особенность этой программы состоит в том, что в силу двойного назначения системы ГЛОНАСС, ответственность за упомянутую программу возложена как на Министерство обороны РФ, так и на Роскосмос (Российское космическое агентство). Фактическое состояние с реализацией программы определяется новыми инициативами Президента РФ, основными из которых являются: • развертывание созвездия ГЛОНАСС в полном объеме (24 спутника) до конца 2009 г. • обеспечение потребительских свойств ГЛОНАСС, сравнимых с GPS и Galileo, до 2010 г. • развертывание массового производства аппаратуры потребителей на территории РФ. Остановимся теперь на технических аспектах, характеризующих фактическое состояние системы ГЛОНАСС, и способах улучшения ее потребительских свойств. Фактический статус ГЛОНАСС на конец 2008 г. характеризуется рис.2.1 (цветная вклейка). Всего в составе орбитальной группировки 19 спутников ГЛОНАСС, в том числе 14 используются по целевому назначению, 3 — на этапе ввода в систему и 2 — на этапе вывода из системы. Из общего числа спутников орбитальной группировки 13 спутников ГЛОНАСС старой модификации
(срок существования не более 5 лет), 7 спутников ГЛОНАСС-М (срок существования не менее 7 лет). Все фактические данные по текущему созвездию ГЛОНАСС читатель может найти на сайте Информационно-аналитического центра (ИАЦ) ГЛОНАСС [2.1]. Информационно-аналитический центр ГЛОНАСС обеспечивает потребителей широким спектром данных о фактическом состоянии ГЛОНАСС, включая: • статус созвездия; • интегральную доступность созвездия ГЛОНАСС; • мгновенную доступность созвездия ГЛОНАСС. Примеры предоставления подобных данных даны в табл. 2.2 и на рис. 2.2,2.3 (цветная вклейка) соответственно. Наземный сегмент ГЛОНАСС включает следующие элементы (рис. 2.4): • Центр Управления ГЛОНАСС (ЦУС-Краснознаменск, Московская область); • Сеть наземных измерительных телеметрических и командных пунктов (КИПов): — Ленинградская область; - Московская область; — Енисейск; - Комсомольск-на-Амуре. кип Рис. 2.4. Наземный комплекс управления системы ГЛОНАСС КИП' кип ЦУС ■ ^ | | 1 ■ ίΤ^^^Γ" центр управления систем командно-измерительный пункт
Таблица 2.2. Состояние ΚΑ группировки КНС ГЛОНАСС на 17.03.2009 г. № пл. 1 11 111 № точки 2 3 4 6 7 8 9 10 11 13 14 15 17 18 19 20 21 22 23 24 № лит. 01 05 06 01 05 06 -2 -7 00 -2 -7 00 04 -3 03 02 04 -3 03 02 НКУ 728 727 795 701 712 729 722 717 723 721 715 716 718 724 720 719 725 726 714 713 Дата запуска 25.12.08 25.12.08 10.12.03 10.12.03 26.12.04 25.12.08 25.12.07 25.12.06 25.12.07 25.12.07 25.12.06 25.12.06 26.10.07 25.09.08 26.10.07 26.10.07 25.09.08 25.09.08 25.12.05 25.12.05 Дата ввода в систему 20.01.09 17.01.09 29.01.04 08.12.04 07.10.05 12.02.09 25.01.08 03.04.07 22.01.08 08.02.08 03.04.07 12.10.07 04.12.07 26.10.08 25.11.07 2711.07 05.11.08 13.11.08 31.08.06 31.08.06 Факт. сущ., мес 2.7 2.7 63.3 63.3 50.7 2.7 14.7 26.7 14.7 14.7 26.7 26.7 16.7 5.7 16.7 16.7 5.7 5.7 38.7 38.7 Пригодность КА по сообщениям альманаха + + + + + + + + + + + + + + + + + + + + эфемерид (UTC) + 07:57 17.03.09 + 10:19 17.03.09 + 11:36 17.03.09 + 14:04 17.03.09 + 14:05 1703.09 + 14:05 17.03.09 + 14:04 17.03.09 + 14:07 17.03.09 + 08:34 17.03.09 + 10:42 17.03.09 + 12:33 17.03.09 + 14:07 17.03.09 + 07:47 17.03.09 + 20:43 15.03.09 + 10:24 17.03.09 + 11:46 17.03.09 + 12:33 17.03.09 + 13:24 17.03.09 + 14:05 17.03.09 + 14:04 17.03.09 Примечание Используется по ЦН Используется по ЦН Используется по ЦН Используется по ЦН Используется по ЦН Используется по ЦН Используется по ЦН на частоте L1 Используется по ЦН Используется по ЦН Используется по ЦН Используется по ЦН Используется по ЦН Используется по ЦН Используется по ЦН Используется по ЦН Используется по ЦН Используется по ЦН Используется по ЦН Используется по ЦН Используется по ЦН Командно-измерительные пункты оборудованы крупногабаритными полноповоротными антенными системами с узкой диаграммой направленности, что обеспечивает надежную передачу команд управления и
прием телеметрической информации со спутника во всех режимах его работы, в том числе в неориентированном состоянии и при больших угловых скоростях вращения после отделения (рис. 2.5). I . ^.ч' Рис. 2.5. Антенна командно-измерительного пункта Общий вид стандартного спутника ГЛОНАСС (старой модифика- Срок эксплуатации 3-5 лет Масса 1415 кг Мощность 1000 Вт Навигационная система: о Масса 180 кг о Мощность 600 Вт Уход часов на интервале (сут) — 5 - 10 13 Точность по углам ориентации — 0,5 градуса Точность ориентации солнечных батарей — 5 градусов Рис. 2.6. Стандартный спутник ГЛОНАСС Эта модификация спутника была разработана в конце 70-х гг. и в целом уже не соответствует современным требованиям, в первую очередь, по точности ориентации солнечных батарей, что, в свою очередь, приводит к ошибкам в построении эфемерид этих спутников. Спутники ГЛОНАСС оборудованы устройствами, позволяющими определять их орбиты с весьма высокой точностью с помощью средств лазерной дальнометрии. Следующее поколение спутников ГЛОНАСС — ГЛОНАСС-М призвано заменить спутники исходной модификации. Общий вид спутника ГЛОНАСС-М показан на рис. 2.7,2.8. ции) показан на рис. 2.6. V,-
α ι ι ■ «* .s Срок эксплуатации 7 лет Масса 1415 кг Мощность 1450 Вт Навигационная система: о Масса 250 кг О Мощность 580 Вт Уход часов на интервале (сут) — 5 - ΙΟ"13 Точность по углам ориентации — 0,5 градуса Точность ориентации солнечных батарей — 2 градуса Чл Рис. 2.7. Спутник ГЛОНАСС-М в транспортном положении "Й *А II Xi- I Wf ι J' r- / V Рис. 2.8. Спутник ГЛОНАСС-М
Эти спутники имеют улучшенные характеристики: • навигационные послания содержат данные о расхождении системных временных шкал и систем координат GPS и ГЛОНАСС; • установлены диапазоны, минимизирующие излучение вне полосы частот, определяемых для сигнала ГЛОНАСС; • в диапазонах L1 и L2 излучаются так называемые дуальные сигналы, содержащие как служебную цифровую информацию, так и дальномерный код; • введены лишние связи, обеспечивающие обмен дальномерными данными между спутниками, находящимися как в одной и той же, так и в различных орбитальных плоскостях; • обеспечена высокоточная температурная стабилизация бортового стандарта частоты, в результате чего уход бортовых часов уменьшен до уровня 5 - 10~13; • уменьшена неопределенность в положении солнечных батарей, благодаря чему уменьшена неопределенность в расчете ускорения, вызванного влиянием давления Солнца; • срок службы спутника увеличен до 7 лет; • в стандартном режиме ориентации продольная ось спутника ориентирована на Землю с точностью не хуже 0,5е, а две другие оси спутника совпадают с плоскостью «Солнце — ц. м. спутника — Земля» с точностью не хуже ±2С. Перспектива дальнейшей модернизации спутников ГЛОНАСС связана со следующим их поколением — спутниками ГЛОНАСС-К (см. рис. 2.9). По сравнению со спутником ГЛОНАСС-М, ГЛОНАСС-К имеет следующие существенные отличия: • введена частота L3 для повышения надежности и точности навигационного решения потребителей; Срок эксплуатации 10 лет Масса 850 кг Мощность 1270 Вт Навигационная система: о Масса 260 кг о Мощность 750 Вт Уход часов на интервале (сут) — 5 - ΙΟ"13 Точность го углам ориентации — 0,5 градуса Точность ориентации солнечных батарей — I градус V / Рис. 2.9. Спутник ГЛОНАСС-К
• время жизни спутника увеличено до 10 лет; • масса спутника уменьшена вдвое; • установлена полезная нагрузка, обеспечивающая функции поиска и спасения потребителей в чрезвычайных ситуациях. Конструкция спутника ГЛОНАСС-К, в отличие от спутников ГЛО- НАСС и ГЛОНАСС-М, не включает герметический контейнер и разделена на два модуля: платформу и полезную нагрузку. Точность ориентации продольной оси ГЛОНАСС-К на Землю составляет ±0,5°; солнечные батареи ориентированы на Солнце с точностью порядка 1°. Бортовой стандарт частоты стабилизирован по температуре с точностью порядка ±0,5 °С; остальное оборудование работает в диапазоне температур от -10 до +50°С. Совершенствование характеристик системы ГЛОНАСС может быть проиллюстрировано следующим образом. На рис.2.10 (цветная вклейка) показано, каким образом уменьшался интервал отсутствия связи со спутниками ГЛОНАСС в зависимости от их количества. В частности, за последние три года этот интервал уменьшился с 4,6 до 0,6 часа. Основные свойства сигналов спутников системы ГЛОНАСС приведены на рис. 2.11. Здесь показаны спектры сигналов LI, L2 и предполагаемого сигнала L3. Полоса L2 соответствует значениям 1242,94^-1247,75 МГц, полоса L1 соответствует значениям 1598н-1604,25 МГц. Диапазоны частот ±0,511 МГц и ±5,11 МГц соответствуют стандартному и высокоточному сигналам в диапазонах L1 и L2. На этом рисунке приведены данные, отражающие предварительные соображения, относительно диапазона L3. Окончательное решение о полосе L3 будет принято позднее. Таким образом, основные направления дальнейшей модернизации и совершенствования системы ГЛОНАСС в соответствии с Федеральной программой таковы: • модернизация спутников путем совершенствования бортового стандарта частоты и длительности жизни (повышение точности системы ориентации, повышение точности ориентации солнечных батарей); • модернизация и расширение сети наземных измерительных пунктов путем их межведомственной и международной координации; • совершенствование системы хранения времени путем использования нового высокоточного стандарта частоты; • модернизация алгоритмов и программно-математического обеспечения для определения орбит спутников на базе использования беззапросных измерений. Рисунок 2.12 иллюстрирует динамику процесса улучшения характеристик позиционирования, осуществляемого системой ГЛОНАСС по сравнению с GPS. Остановимся кратко на тех возможностях, которые открываются при совместном использовании двух существующих систем — GPS и ГЛОНАСС. Такая возможность, как уже указывалось выше,
-J CO -J О ω -j GAL ГГ) Ц< О S- ~ -* / ι—Ч 2Ю оо ■»> !-ЧСО V о со α О и и < о о
Μ Расчетная ошибка позиционирования ГЛОНАСС 35 30 25 20 15 10 " i 5 0 2007 2008 2009 2010 2011 Рис. 2.12. Динамика расчетной ошибки позиционирования системы ГЛОНАСС о* bGPS обеспечивается полной совместимостью систем GPS и ГЛОНАСС в соответствии с соглашением, подписанным РФ и США в декабре 2004 г. В частности, эти преимущества применительно к использованию СНС в городских и горных условиях иллюстрируются с помощью рис. 2.13 и 2.14. Рисунок 2.13 (цветная вклейка) показывает, в частности, что совместное использование GPS и созвездия ГЛОНАСС, включающего лишь 9 спутников, позволяет видеть 17 навигационных спутников на большей части территории Земли. Сравнение числа видимых навигационных спутников 11- 10 спутников 00 (О при ограничении угла видимости над местным 1 '_'[__ к τ . CQ il " in 012345678 Время, часы 9 ! .. 1 . . ι 1 11 в Москве на 16.11.2004' горизонтом 25° .... 1 I 1 1 10 11 12 13 14 15 16 17 18 19 20 21 22 23 ■Только созвездие GPS .GPS+9nnOHACC| Рис. 2.14. Суточная динамика количества видимых навигационных спутников на территории Москвы в зависимости от используемого созвездия
Рис.2.14 иллюстрирует преимущества от совместного использования GPS и ГЛОНАСС в задаче высокоточной навигации, например, применительно к геодезии. В частности, в Московской области достаточно привлечь созвездие из 9 спутников ГЛОНАСС, чтобы использовать для высокоточного позиционирования в течение дня 8 навигационных спутников, в то время как использование только GPS позволяет использовать данные лишь 5 спутников. 2.1.2. Глобальная навигационная система GPS. Состояние и перспективы. За последние 15 лет система GPS получила настолько широкое распространение и стала так хорошо известна, что основные ее параметры знают даже не специалисты: это глобальная, всепогодная космическая система позиционирования и навигации пассивного типа, имеющая три главных сегмента — космический, управления и потребителей. Космический сегмент системы GPS составляют 24 спутника, расположенные в шести орбитальных плоскостях. Значительное число орбитальных плоскостей диктует необходимость одиночной схемы выведения спутников при развертывании и восполнении системы. Спутники функционируют на круговых орбитах высотой 20200 км, с наклонением 55° и периодом обращения 12 ч (см. также табл. 2.1). Учитывая высокий современный уровень информированности о системе, в настоящей монографии приводятся лишь те данные, которые характеризуют развитие системы за прошедшие годы и перспективы ее дальнейшего использования. В случае необходимости информацию о других общих характеристиках системы можно найти в многочисленных публикациях, например, [2.2-2.5]. Ключевым звеном любой спутниковой навигационной системы является группировка космических аппаратов, формирующих нави- гационно-временное поле системы. В 1974 г. корпорация Rockwell International заключила контракт на производство двенадцати спутников Navstar первого поколения, которые получили название Block I. В качестве носителя спутников была выбрана ракета-носитель Atlas F. Спутники этого поколения были успешно выведены в период 1978-1980 гг. с космодрома на базе Ванденберг. На основе этого типа спутников позже было разработано второе поколение спутников Block II и Block IIA для серийного производства, причем спутники типа Block IIA (Advanced — «усовершенствованный») отличались большей живучестью. Развитие спутников этого поколения завершилось в 1982 г., при этом спутники достигли следующих характеристик: • габариты спутника увеличились на 30%; • срок активного существования — до 7 лет (вместо 5 лет); • мощность солнечных батарей — 710 Вт (каждая, вместо 410 Вт); • емкость никель-кадмиевой батареи — 35 Амп-ч (каждая из трех, вместо 15 Амп-ч).
Ряд других характеристик спутников этого поколения приведены в табл. 2.3. Важнейший элемент спутниковой навигационной системы — бортовой стандарт частоты спутника — определяется блоком, составленным из двух рубидиевых и двух цезиевых атомных часов. Стабилизация КА осуществляется вращением, для чего используются 22 реактивных Таблица 2.3. Основные характеристики спутников второго поколения Block II/IIA Стартовая масса Block II вместе с апогейной ДУ, кг Начальная масса на орбите, кг Block II Block IIA Размах панелей солнечных батарей, м Мощность принимаемых сигналов, в диапазоне L1, дБВт для стандартной точности С/А для высокой точности Ρ Мощность принимаемых сигналов, в диапазоне L2, дБВт для стандартной точности С/А или для высокой точности Ρ Мощность принимаемых сигналов, в диапазоне L3, дБВт для стандартной точности С/А микродвигателя на гидразине, запаса которого при штатных условиях эксплуатации хватит более, чем на 10 лет. В целях резервирования микродвигатели сгруппированы в 2 сборки. Для перевода КА на рабочую орбиту используется апогейный двигатель Star 37FP с тягой 47,1 кН фирмы Morton-Thiokol. Энергопитание обеспечивается парой солнечных батарей, в тени — тремя никель-кадмиевыми батареями. Спутники Block II/IIA оборудованы бортовой интегрированной системой оперативного обнаружения ядерного излучения IONDS. Эта система включает оптическое устройство, датчики для регистрации рентгеновского излучения и потока нейтронов, а также аппаратуру для регистрации электромагнитных импульсов. Для калибровки системы IONDS созданы специальные мобильные наземные установки, генерирующие импульсы электромагнитного излучения. Помимо этого, корпус спутников был защищен от ядерного облучения и на спутниках размещались кольцевые UHF-антенны ультравысоких частот для обмена между спутниками информацией от IONDS (Integrated Operational Nuclear Detection System), предназначенной для обнаружения ядерных взрывов и оценки ядерного нападения. В 1983 г. компания Rockwell International заключила контракт с МО США на производство 28 спутников типа Block II. Спутники второго поколения в период 1983-1985 гг. выводились с помощью ракет-носителей Atlas Ε и Atlas E/F с космодрома на базе Ванденберг. Начиная с 1989 г., в качестве носителя стали использовать ракеты Delta 2
компании McDonnell Douglas, и этот год стал началом активного развертывания системы GPS. Дальнейшее развитие составили спутники третьего поколения типа Block IIR (Replenishment — пополнение), разработанные и изготовленные корпорацией Lockheed Martin по заказу ВВС США. Навигационную аппаратуру для спутников Block IIR поставляет компания ITT/Aerospace Communication. Основные характеристики спутников приведены в табл. 2.4. Таблица 2.4. Основные характеристики спутника Block IIR Стартовая масса КЛА вместе с апогейной ДУ, кг Масса на рабочей орбите, кг Габаритные размеры корпуса, м Размах панелей солнечных батарей, м Срок активного существования, лет 2032 1075 1,52 χ 1,93 χ 1,91 19,3 (11,6) Не менее 10 В спутниках Block IIR применяется трехосная система стабилизации, в которой в качестве исполнительных органов используются маховики, магнитная система и 16 реактивных микродвигателей на гидразине (12 каталитических по 0.89Н и 4 электротермических по 22,2Н). Двигатели сгруппированы в 2 сборки (6 + 4). Энергопитание осуществляется с помощью двух панелей солнечных батарей площадью 13,4 м2 с кремневыми элементами, использующими технологию N-P перехода. Мощность, вырабатываемая батареями в конце срока службы, составляет 1136 Вт при требуемых 970 Вт. При прохождении теневых участков орбиты полноценное функционирование бортовой аппаратуры обеспечивают никель-водородные батареи. Для перевода КЛА на рабочую орбиту спутник оборудован твердотопливным апогей- ным двигателем Star 37FM производства компании Thiokol. Длительность включения около 54 с. При этом производится одновременный поворот плоскости орбиты в пространстве и подъем высоты перигея до 20000 км. После маневра конструкция апогейного двигателя массой примерно 83 кг не отделяется от КЛА. После перехода на штатную орбиту проводится последовательное замедление вращения спутника, сначала с 54 до 10 об/мин, а затем с 10 до 1,3 об/мин. На четвертые сутки полета проводится построение трехосной ориентации, развертывание панелей солнечных батарей и начинаются тщательные проверки состояния бортовых систем. Одним из требований при проектировании спутников третьего поколения, выдвинутых ВВС США, было требование обеспечить спутникам высокую степень боевой устойчивости в условиях ведения ядерной войны. Во исполнение этого требования при создании спутников Block IIR был реализован целый ряд новых решений, включая:
• способность определения собственного положения в пространстве по взаимным измерениям дальности с другими спутниками Block IIR; • возможность оценки текущих погрешностей параметров навигационного сообщения и обновления этих значений на основе обработки получаемых межспутниковых измерений без вхождения в связь с наземными станциями управления; • наличие на борту компьютеров нового поколения с возможностью их перепрограммирования в полете; • способность находиться в режиме полностью автономного функционирования (без связи с наземным комплексом) до 14 суток и до 180 суток в режиме автономной навигации; • 60-суточная готовность к запуску хранящегося в арсенале спутника в любую орбитальную плоскость; • повышенная радиационная стойкость. Существенной особенностью спутников Block IIR, уже отмеченной выше, является оснащение межспутниковой радиолинией УКВ-связи, в том числе, для взаимных межспутниковых траекторных измерений. Межспутниковая связь предусматривается и на спутниках четвертого поколения Block IIF. Спутники системы GPS второго и третьего поколений запускаются по одному со стартового комплекса ВВС на мысе Канаверал с помощью трехступенчатой РН Delta-2. Данная РН входит в семейство носителей среднего класса фирмы Boeing,которые оказались наиболее удачными с точки зрения надежности модификациями РН McDonnell Douglas (ныне отделение фирмы Boeing). Помимо стартового комплекса ВВС на мысе Канаверал для пусков используется также космодром на авиабазе Ванденберг. Так как находящиеся на орбите спутники Block II/IIA могут работать за пределами расчетного срока активного существования, было решено не дожидаться их замены другими спутниками в результате выхода из строя, а приступить к модернизации спутников Block IIR в спутники Block IIR-M, приобретя необходимое количество спутников Block IIF и приступив при этом к ускоренной разработке спутников пятого поколения — Block III (GPS III). По мере модернизации системы GPS со спутников Block IIR-M будут передаваться новый гражданский сигнал L2CS и военный сигнал М, а третий гражданский сигнал на частоте L5 будет передаваться со спутников Block IIF. Наконец, спутники пятого поколения GPS III будут транслировать сигналы на всех гражданских и военных частотах, а также вести передачу по зауженному лучу для повышения мощности сигнала и обеспечения помехоустойчивости на театре военных действий. Благодаря внесению в весьма совершенную конструкции спутника третьего поколения Block IIR ряда изменений, основные из которых представлены в табл. 2.5 [2.2], удалось:
• разработать и поставить на борт новый антенный блок L диапазона с улучшенными характеристиками; • разработать и поставить на борт новые высокоэффективные передатчики большой мощности; • оптимизировать распределение запасов мощности оборудования электропитания, штатного для спутника третьего поколения; • улучшить характеристики антенны, обеспечивающей межспутниковую связь в диапазоне УВЧ; Таким образом были достигнуты требуемые модернизацией характеристики спутника Navstar Block 2R-M. Таблица 2.5. Основные изменения при модернизации спутника Block IIR в спутник Block IIR-M Объект модернизации Антенный блок Блок диапазона L Конструкция блока диапазона L Блок управления полезной нагрузкой Оборудование электропитания Оценка степени модернизации Частичная Технологически- функциональное переоснащение Новая конструкция, аналогичная конструкции, применяемой в связных спутниках Незначительная модификация Незначительная модификация Краткое описание модернизации Замена элементов антенного комплекса диапазона L на новые запатентованные элементы более широкого диапазона Замена пяти отдельных комплексов тремя многофункциональными комплексами передачи и преобразования более мощных сигналов в L1&L2 диапазонах Интеграция в сотовую конструкцию блока диапозона L тепловых трубок рассеяния мощности, улучшающих тепловой режим за счет обеспечения в условиях невесомости испарения и конденсации Введение дополнительных переключателей и дублирующих устройств, обеспечивающих функционирование более мощной передающей аппаратуры Новая кабельная разводка для вновь смонтированной аппаратуры Состояние орбитальной группировки системы GPS на середину 2008 г. представлено в табл. 2.6, из которой следует, что на указанную дату эта группировка состояла из 32 функционирующих в полном объеме спутников трех типов, а именно: 14 спутников Navstar Block ΠΑ, 12 спутников Navstar Block IIR и 6 спутников Navstar Block 2R-M [2.3]. Помимо расположения спутников (плоскость орбиты и слот в плоскости), в таблице указаны номера выведенных аппаратов,
номер псевдослучайной последовательности (ПСП) и тип используемого на борту эталона частоты — рубидиевый или цезиевый. Таблица 2.6. Состояние орбитальной группировки системы GPS на середину 2008 г. Плоскость орбиты А А А А А А В В В В В С С С с с D D D D D Ε Ε Ε Ε Ε F F F F F F Слот I 2 3 4 5 6 1 2 3 4 5 1 2 3 4 6 1 2 3 4 5 1 2 3 4 5 1 2 3 4 5 6 Номер аппарата 39 52 38 48 25 27 56 30 44 58 35 36 33 59 53 57 61 46 45 34 24 51 47 40 54 23 41 55 43 60 26 32 ПСП 09 31 08 07 25 27 16 30 28 12 05 06 03 19 17 29 02 11 21 04 24 20 22 10 18 32 14 15 13 23 26 01 Тип аппарата П-А IIR-M П-А IIR-M П-А П-А II-R П-А II-R IIR-M П-А П-А П-А II-R IIR-M IIR-M II-R II-R II-R П-А П-А II-R II-R П-А II-R П-А II-R IIR-M II-R II-R П-А П-А Тип бортового эталона частоты Цезий Рубидий Цезий Рубидий Рубидий Цезий Рубидий Цезий Рубидий Рубидий Рубидий Рубидий Цезий Рубидий Рубидий Рубидий Рубидий Рубидий Рубидий Рубидий Цезий Рубидий Рубидий Рубидий Рубидий Рубидий Рубидий Рубидий Рубидий Рубидий Рубидий Цезий Сегмент управления системой состоит из двух Центров управления КА, а также сети из девяти стационарных командно-измерительных пунктов, пяти контрольных станций и станций ввода данных системы GPS и нескольких мобильных станций. В силу географического положения приведенных выше элементов НКУ ВВС США, для спутников системы GPS обеспечивается 50-70% времени суток видимость на большей части обоих суточных витков. Всего на пунктах НКУ ВВС в качестве основных средств используются 16-17 командно-изме-
рительных станций, работающих в диапазонах S (1,7...2,2 ГГц) и Ки (13...15 ГГц). Объединенный центр космических испытаний осуществляет планирование и управление работой средств пунктов НКУ ВВС, обеспечивает управление разведывательными спутниками и некоторыми экспериментальными военными спутниками. Объединенный центр космических операций обеспечивает управление военными системами навигации, метеообеспечения, связи и предупреждения о ракетном нападении. Контрольные станции представляют собой автоматизированные стационарные измерительные пункты, оснащенные многоканальными навигационными приемниками, атомным стандартом частоты, датчиками атмосферных параметров и компьютерами для первичной обработки информации. Каждая контрольная станция осуществляет круглосуточный прием сигналов со всех спутников системы GPS, а также производит сбор местной метеоинформации, необходимой для последующего расчета тропосферных поправок. Собранная информация оперативно запоминается и по запросу передается в Центр управления системой для последующей обработки. 2 мая 2000 г. Решением президента США был снят режим искусственного ограничения точности сигналов (режим селективного доступа к навигационному сигналу) для гражданских потребителей. Это позволило гражданским потребителям довести точность определения своего местоположения в горизонте до 6,3 м (в 95% случаев). Однако точность навигационного обеспечения военных потребителей остается выше за счет возможности устранять искажения при прохождении сигнала через ионосферу и тропосферу путем сравнения сигналов на частотах L1 и L2. США оставляют за собой право вводить режим селективного доступа над отдельными районами земного шара, где, по мнению руководства США, возникает угроза безопасности и национальным интересам США. В конце 90-х гг. по инициативе американского Федерального авиационного управления (FAA) стали разрабатываться системы функционального дополнения для применения в гражданской авиации: широкозонная система навигационного обеспечения WAAS (Wide Area Augmentation System) и локальная система навигационного обеспечения LAAS (Local Area Augmentation System) (рис. 2.15,2.16). Работа той и другой системы базируется на совместном использовании системы GPS и геостационарных спутников, а также дополнительных контрольных станций. Системы WAAS и LAAS должны удовлетворять требованиям ICAO по постоянству доступа, целостности, непрерывности и точности навигационного обеспечения. Система WAAS призвана обеспечить навигационное обслуживание в полете на маршрутах в пределах воздушного пространства, контролируемого американской системой NAS (National Airspace System) и при заходе на посадку в большинстве аэропортов США по категории I. Систему LAAS предполагается использовать исключительно для
навигационного обеспечения посадки по категории II и III во всех аэропортах США, а также по категории I, в тех аэропортах, где условия посадки не могут быть обеспечены системой WAAS. Система LAAS обеспечивает всепогодное навигационное обслуживание в приземной зоне. Внедрение этих систем будет способствовать повышению безопасности полетов, точности посадки в пределах ВПП, спрямлению участков полета, более эффективному эшелонированию. Предусмотренное модернизацией системы распределение частотного ресурса потребовало поэтапной модернизации космического и наземного сегментов системы GPS, а также средств ее функционального дополнения. Предпосылками проведения модернизации стали три мероприятия в области распределения частотного ресурса: • решение вице-президента США от 30.03.98 о введении второго сигнала для гражданских потребителей на частоте L2 1227,60 МГц с целью улучшения точности системы в целом и обеспечения резервного сигнала для гражданских потребителей, действующих в чрезвычайных ситуациях, и предусмотре- нии третьего сигнала для гражданских потребителей, связанных с обеспечением безопасной эксплуатации транспортных и иных технических средств; • решение о развертывании инициативы по модернизации системы GPS от 25.01.99 путем введения третьей частоты L5 1176,45 МГц для гражданских радионавигационных служб ARNS (Aeronautical Radio Navigation Services); • решение президента США от 01.05.00 об отмене режима селективного доступа С/А на частоте L1 1575 МГц. Первым этапом модернизации системы GPS считается обеспечение доступа гражданских потребителей к сигналам на двух частотах L1 и L2, подготовка к введению сигнала L5 для потребителей гражданской авиации и введение нового сигнала Μ на двух частотах L1 и L2 для военных потребителей. На этом этапе было принято решение о разработке нового сигнала для гражданских потребителей, получившего обозначение L2CS. Этот сигнал включает 2 кода: один с навигационными данными, а второй без них. По структуре он аналогичен сигналу L5 и позволяет: • упростить прием и отслеживание слабых излучений; • декодировать навигационные сообщения при простом сопровождении сигнала; • снять проблему помех от сильного системного сигнала слабому; • улучшить качество слежения примерно на 3 Дб по сравнению с качеством слежения при сигнале L2 С/А; • повысить перекрестно-корелляционную защищенность сигнала благодаря более протяженным кодам (два кода могут быть разнесены по времени, например, с помощью временного уплотнения несущих частот связи с многостанционным доступом TDMA (Time Division Multiple Access);
• улучшить структуру навигационной информации за счет повышения качества демодуляции сигнала (на 5 Дб выше по сравнению с L2 С/А); • обеспечить когерентную составляющую фазонесущей, что необходимо для потребителей с повышенными требованиями к точности. Введение сигнала L2CS даст возможность в будущем включать дополнительные сигналы в эту полосу, повысить помехоустойчивость и расширить динамический диапазон приемников, а также обеспечит повышение мощности передаваемых спутниками сигналов в будущем. Так как помимо сигнала L2CS частота L2 используется двумя сигналами L2 P(Y) и новым Μ для военных потребителей, то к сигналу L2CS предъявляется требование, исключающее его влияние на военные сигналы. Перспективы использования третьего гражданского сигнала на частоте L5 для навигационного обеспечения безопасной эксплуатации воздушного судна связаны с рядом его улучшенных характеристик, включая более высокую мощность передаваемого сигнала по отношению к мощности сигнала на L1, ширину полосы вещания не менее 20 МГц, более высокую скорость передачи элементов сигнала. Двух- кодовый сигнал на частоте L5 будет более стойким по сравнению с сигналами L1 С/А и L2 CS и обеспечит точность местоопределений на уровне, характерном для военного сигнала L2 Ρ(Υ). Однако, так же как в случае сигнала L2CS, возникает проблема совместимости сигнала на частоте L5 с военными сигналами. Сигнал L5 будет передаваться в той же полосе частот, где работают навигационные средства космической системы непосредственных измерений DME (Direct Measuring Explorer) и военная линия передачи данных Link 16. При этом возникает вероятность создания помех, особенно в Европе и США. Влияние сигнала на указанные системы ограничивается большими высотами, и предполагается, что оно будет уменьшаться при переводе системы DME на другие частоты. Сигнал гражданских потребителей транслируется в середине каждой полосы частот и пересекается с военным сигналом P(Y). Новый закрытый сигнал Μ намечено передавать ближе к краям полосы и при повышенной мощности. За счет повышения мощности возрастет помехоустойчивость, а за счет спектрального разнесения будет проще защищать систему GPS при воспрещении другим пользоваться ею. Защищенность навигационных сигналов будет обеспечена применением новых криптографических решений. Для дальнейшего разнесения военных и гражданских сигналов на спутниках системы GPS нового поколения будут реализованы отдельные радиочастотные трассы и антенные участки для сигналов М. По мере совершенствования спутников станет возможным передавать два сигнала кода Μ на одной несущей частоте. При этом они будут различаться кодами, содержанием и другими особенностями. Заметного повышения помехоустойчивости
можно будет добиться путем использования для модуляции сигнала с двоичным смещением несущей на поднесущей частоте 10,23 МГц и при скорости расширяющегося кода 5,115 · 10б бит/с. Начало работы системы GPS с гражданским сигналом L2CS и с военным сигналом Μ на частотах L1 и L2 первоначально было намечено на 2008 г., а в полном объеме этот режим планировалось ввести в 2010 г. В отношении гражданского сигнала на частоте L5 эти сроки соответственно относили на 2012 г. и 2014 г. Однако, после событий 11 сентября 2001 г. сроки модернизации системы GPS были сокращены. Темп модернизации системы GPS определяется требованиями восполнения орбитальной группировки модернизированными спутниками при необходимости увязки их эксплуатационных характеристик с характеристиками функционирующих на орбите спутников, а также имеющимся на земле резервом немодернизированных спутников системы GPS. В табл. 2.7 представлен график модернизации системы GPS с учетом указанного требования к восполнению орбитальной группировки. Общее число приобретаемых спутников пятого поколения GPS III (табл. 2.8) предполагается равным 30, хотя возможно и сокращение объема заказов, вызванного перспективой создания космической системы, получившей название GMSP (Global Multi-mission Support Таблица Обновление орбитальной группировки и навигационного потенциала Navstar Block 2R(GPS IIR) Navstar Block 2R-M(GPS IIR-M) L2CS, Μ на L1&L2 Navstar Block 2F(GPS IIF) L2CS, Μ на L1&L2, L5 Navstar Block 3(GPS III) L2CS, Μ с усилением мощности сигнала на L1&L2, L5 2.7. График модернизации системы 3PS Годы 2001 - 2002 - 2003 - - 2004 - - 2005 - 2006 - 2007 2008 2009 2010 2011 2012 2013 2014 2015 2016 2017 2018 2019
Platform) — Глобальной платформы многоцелевой поддержки. Система GMSP не считается заменой системы GSP III, однако возможно, что концептуально 6-9 спутников системы GMSP будут работать совместно с 16-24 спутниками системы GPS III.Система GMSP предназначена для передачи гражданских и военных навигационных сигналов, а также для широкополосной и узкополосной связи военных и гражданских потребителей. Таблица 2.8. Возможная точность навигационного определения с помощью системы GPS III Точность (95%) Горизонтальная, м Вертикальная,м Временная, не Уровень, соответствующий эксплуатационным требованиям проекта 2000 г. Пороговый 6,3 13,6 20,0 Целевой 1,0 (военный) 2,1 (гражданский) 4,0 10,0 Планируемый уровень с учетом качества приемников Пороговый 2,5 4,5 5,7 Целевой 0,5 1,1 1,3 Таблица 2.9. Точность определения положения в горизонтальном направлении после введения дополнительных сигналов и модернизации наземного сегмента управления GPS Источник ошибки Ионосфера Тропосфера Атомные часы и ошибка определения эфемериды Помехи приемника Многолучевое распространение Суммарная ошибка определения эквивалентного расстояния потребителя до потребителя Типичное горизонтальное допле- ровское смещение Суммарное значение точности определения, 95% Типичная ошибка определения расстояния (1σ), м При двух и более кодированных сигналах 0,1 0,2 2,3 1,5 1,5 3,0 1,5 10,1 При двух сигналах и модернизации наземного сегмента управления 0,1 0,2 1,25 1,5 1,5 2,5 1,5 8,55
Перспективы развития системы GPS связаны также с модернизацией наземного комплекса управления по следующим направлениям: • модернизация станций слежения и оснащение наземных приемных пунктов новыми приемниками и компьютерами; • замена крупной ЭВМ Главной станции управления на систему с распределенной архитектурой, позволяющей контролировать спутники системы GPS и управлять бортовой аппаратурой с использованием улучшенных дисплеев при повышенном уровне автоматизации; • улучшение точности навигационного определения; • постройка альтернативной Главной станции управления с полномасштабной номенклатурой функций управления; • пересмотр роли наземных опорных станций в интересах обеспечения целостности системы и постоянства покрытия; • обновление математического обеспечения управления с учетом модернизации бортовых систем спутников третьего поколения [2.6-2.9]. Улучшение точности определения положения в горизонтальном направлении после модернизации наземного сегмента управления можно проследить по данным табл. 2.9. В результате модернизации можно ожидать дальнейшее расширение областей применения системы GPS и резкое увеличение числа ее потребителей за счет: • оптимизации распределения частотного ресурса в интересах военных потребителей; • расширения частотного диапазона, доступного гражданским потребителям; • выделения специального частотного диапазона для обеспечения безопасной эксплуатации самолетов гражданской авиации. 2.1.3. Европейская спутниковая навигационная система Galileo. С 1993 г. по инициативе Европейского космического агентства (ESA), Европейской комиссии (ЕС) и Европейской организации по обеспечению безопасности самолетовождения (Eurocontrol) начались работы по созданию спутниковой системы функционального дополнения к системам ГЛОНАСС и GPS [2.10]. Эта система, получившая название EGNOS (European Geostatoinary Navigation Overlay Service) — Европейская дополнительная геостационарная навигационная служба, — послужила прологом к созданию Европейской навигационной спутниковой системы Galileo. Систему EGNOS называют иногда GNSS-1. С помощью системы EGNOS с борта геостационарных спутников для потребителей существующих спутниковых навигационных систем передаются данные дифференциальной коррекции, информация о целостности системы и т.д. Приемная аппаратура EGNOS, установленная на борту подвижных потребителей, принимает с борта геостационарных
спутников телематическую информацию, обеспечивающую точное навигационное определение [2.10-2.13]. В реализации программы EGNOS участвуют страны Европы, включая Англию, Францию, Германию, Италию, Испанию, Португалию, Норвегию, Голландию, Швейцарию и Австрию. Предполагается, что в программе примут участие Канада, а также страны Восточной Европы, Африки, Латинской Америки, Ближнего Востока и Азии, которые получат значительную выгоду от расширения зоны покрытия, что и подтвердит эффективность системы GNSS-1. Несмотря на видимые успехи в развитии системы EGNOS, следует считаться с тем, что с ее помощью Европе нельзя обеспечить навигационный сигнал с гарантированной доступностью и требуемыми потребительскими характеристиками. Поэтому по инициативе Европейского Совета в 1999 г. параллельно с мероприятиями по развитию системы EGNOS начались подготовительные работы по формированию облика системы Galileo [2.10, 2.14]. В состав этой системы должна войти орбитальная группировка, обеспечивающая глобальное покрытие и предлагаемая в качестве европейского вклада в общемировую космическую навигационную систему, получившую наименование GNSS-2. Комбинированное использование. систем Galileo, EGNOS, GPS/ГЛОНАСС приведет к общему повышению уровня характеристик, обеспечит увеличение доступности и надежности обслуживания, а также будет способствовать повсеместному применению спутниковой навигации всеми потенциальными потребителями. Европейское сообщество рассматривает систему Galileo как глобальную навигационную систему, которая находится, в отличие от американской GPS и российской ГЛОНАСС, имеющих двойное назначение, только под гражданским управлением и гарантирует непрерывное предоставление навигационных услуг. В состав орбитальной группировки должны войти по крайней мере 21 спутник на орбитах наклонением 55-60° и высотой 23000-24000 км. В случае привлечения партнеров, не входящих в Европейский Союз, число спутников может быть доведено до 30, включая 27 рабочих и 3 запасных. Согласно уточненным данным орбитальная группировка системы Galileo будет состоять из 30 спутников при наличии 8 аппаратов на земле в качестве резервных. Среднеорбитальную группировку могут дополнять несколько геостационарных спутников [2.15, 2.16]. Орбитальная группировка обеспечивает адекватное покрытие при поддержке системой Galileo навигационного обслуживания во всемирном масштабе. В состав оборудования каждого спутника входит навигационная аппаратура и ретранслятор, обеспечивающий поиск и спасение. Чувствительную часть бортового комплекса будут составлять дбэ стандарта частоты — рубидиевый и на водородном мазере. Разработкой
и производством первого стандарта занимаются две компании:Тетех Neuchatel Time и Astrium, второго — Невштательская обсерватория и итальянская фирма Officine Galileo. В наземном сегменте для контроля хода бортовых часов будет использоваться цезиевый стандарт частоты. Точность бортового стандарта — порядка 2 · Ю-'6 [2.17]. Инфраструктура наземного сегмента системы Galileo состоит из 5 частей [2.10]: • наземный комплекс управления и мониторинга, • региональные комплексы функционального дополнения, • локальные комплексы функционального дополнения, • центры обслуживания, • сегмент потребителей. Наземный комплекс будет включать комплекс управления орбитальной группировкой, а также примерно 14 станций, связанных специальной сетью связи, для мониторинга положения спутников и точности их бортовых часов и вычисления поправок. В настоящее время ведется проработка концепции целостности в глобальном масштабе. Наземный комплекс будет также обеспечивать совокупность интерфейсов для центров обслуживания, которые оказывают платные услуги, и для наземного сегмента системы COSPAS-SARSAT для поддержки функционирования служб поиска и спасения. Региональные комплексы функционального дополнения включают неевропейские региональные комплексы системы Galileo, которые применительно к определению целостности функционируют в региональном режиме, не прибегая к услугам глобальной службы целостности системы Galileo. Региональные данные о целостности могут идти непосредственно из каждого региона по космическому каналу связи на борт спутника, либо — идти по альтернативному пути через наземный комплекс, а оттуда по космическому каналу связи на борт спутника совместно с данными COSPAS-SARSAT и данными провайдера системы обслуживания. Система EGNOS также входит в число региональных комплексов функционального дополнения, обеспечивая данные о целостности и дифференциальную коррекцию для систем GPS и ГЛОНАСС через геостанционарные спутники. Наличие локальных комплексов функционального дополнения вызвано дополнительными требованиями со стороны некоторых групп потребителей. Наряду с решением задач по удовлетворению этих требований локальные комплексы функционального дополнения могут оказывать такие услуги, как предоставление • коммерческие данных (поправок, карт, баз данных); • дополнительных навигационных сигналов (псевдолитов); • улучшенных данных по определению местоположения в зонах слабого приема сигналов, полученных на основе расчетов местоположения с помощью глобальной системы мобильной связи GSM и универсальной мобильной системы телекоммуникаций UMTS,
• каналов мобильной связи. Система Galileo будет обеспечивать совокупность интерфейсов для потребителей и провайдеров платных услуг с помощью центров обслуживания. В зависимости от функционального назначения, определяемого категорией навигационного обслуживания, эти центры будут обеспечивать: • информацию и гарантию архивирования характеристик и других данных; • управление подпиской на платные услуги и доступом к системе по паролю (access key); • управление страхованием и ответственностью, разрешением спорных вопросов; • управление сертификационной и лицензионной информацией; • коммерческие интерфейсы; • техническую поддержку при расширении областей применения системы и выработке новых подходов к развитию системы. Сегмент потребителей предполагается оснащать аппаратурой, совместимой с аппаратурой потребителей ГЛОНАСС и GPS, чтобы для определения своего местоположения потребитель мог использовать любую комбинацию спутников всех трех систем. К этому следует добавить, что система Galileo полностью сопряжена с любой из внешних дополняющих ее навигационных систем космического и наземного базирования (ГЛОНАСС, GPS, LORAN-C и др.), обеспечивая комбинированное обслуживание потребителей. Аппаратура спутников системы Galileo будет осуществлять навигационное обеспечение трех уровней с использованием для тех или иных уровней 5 сигналов и гибкой системы кодирования информации. Первый уровень предназначен для бесплатного общедоступного обслуживания, второй — для платного обслуживания с обеспечением повышенной точности, третий — для государственной службы безопасности и управления системами транспорта с обеспечением высокой точности. Заявленная погрешность определения положения для первого уровня составляет 4 м, для третьего — 0,45 м, время оповещения потребителя об отказе аппаратуры спутника — 6 с [2.10]. На спутниках системы Galileo будут установлены специальные ретрансляторы по обеспечению службы COSPAS-SARSAT повышенного качества. Когда потребитель посылает с радиомаяка системы COSPAS- SARSAT сообщение о бедствии, ретранслятор спутника передает его на наземную станцию COSPAS-SARSAT, которая в свою очередь пересылает его в центр спасения для дальнейшей обработки. Что касается частотного спектра, предназначенного для использования в радионавигационных каналах спутников системы Galileo, то он был обсужден и согласован с Международным союзом по радиосвязи ITU (International Telecommunications Union). (См. табл. 2.1).
2.2. Функциональная схема многоканального приемника ГНСС GPS/I\nOHACC/Galileo Основные принципы построения архитектуры приемника. Ниже будем полагать, что многоканальный GPS/TJTOHACC/Galileo приемник должен обеспечивать выполнение следующих задач: • измерение первых и вторых разностей псевдодальностей и псевдоскоростей; • измерение разности фаз несущих сигналов, принятых различными антеннами; • прием и декодирование служебной информации GPS/ГЛОНАСС/ Galileo. Обмен данными между приемником и бортовой навигационной системой и системой управления должен осуществляться по стандартному каналу с последовательным интерфейсом. Таким образом, архитектура типового приемника включает: • антенно-фидерный блок; • входные фильтры и малошумящие усилители мощности, компенсирующие потери мощности навигационного сигнала в космосе и в антенно-фидерном блоке. Эти фильтры и усилители должны располагаться вне блока приема сигнала, сразу после антенны. • многоканальные цифровые блоки приема сигнала, обеспечивающие навигационные измерения, прием, декодирование служебной информации и решение задач навигации и определения параметров ориентации. В том случае, если приемник предполагается использовать в условиях влияния помех, к перечисленным выше элементам необходимо добавить пеленгатор помехи и ФАР с цифровым управлением диаграммой направленности, а также программно-аппаратные средства, обеспечивающие адаптацию параметров следящих контуров приемника к характеристикам помехи. Рассмотрим более детально архитектуру одиночного канала GNSS- приемника. Исходя из сегодняшних реалий, будем полагать, что приемник рассчитан на использование сигналов GPS и ГЛОНАСС. Возможность использования сигналов Galileo не приведет к принципиальным изменениям архитектуры канала. Каждый канал включает три последовательных блока (рис. 2.17,2.18): • радиочастотный блок (рис. 2.17); • блок цифровой обработки данных (рис. 2.18); • цифровой вычислительный блок (рис. 2.18). Кроме того, каждый одиночный канал включает в себя канал последовательного интерфейса. Обсудим более детально работу и задачи перечисленных выше блоков.
Сигнал ГЛОНАСС/GPS Блок частотной развязки Радиочастотный блок Антенный фильтр ГЛОНАСС Антенный фильтр GPS Усилитель мощности ГЛОНАСС Усилитель мощности GPS Распределитель Распределитель /G PS Смеситель }д\ /ГЛОНАСС Синтезатор частоты -и гетеродин ГЛОНАСС/GPS Полосовой фильтр Первичный усилитель Квадратурный детектор 2-й гетеродин ГЛОНАСС/GPS /г2 Захват Локальный эталон частоты /эталонная Захват -L Ci+jCi к блоку цифровой обработки данных /выбо| рки Рис. 2.17. Радиочастотный блок приемника GNSS Архитектура радиочастотного блока обеспечивает совместную обработку сигналов ГЛОНАСС и GPS, используя одну антенну. Частота первого гетеродина выбирается такой, чтобы минимизировать потери мощности при последовательном приеме сигналов ГЛОНАСС и GPS. Разница в модуляции сигналов ГЛОНАСС и GPS позволяет последовательно усиливать и обрабатывать их без проявления нежелательной интерференции. Для формирования частоты первого гетеродина в качестве эталонной может быть выбрана как частота 10,23 МГц, характерная для GPS, так и частота 5,0 МГц, характерная для ГЛОНАСС. Рассмотрим способы обработки навигационного сигнала ГЛОНАСС. Как известно, несущие частоты навигационных сигналов ГЛОНАСС модулируются соответствующей псевдослучайной последовательностью (ПСП), цифровыми данными и сдвигаются вследствие
/выборк Блок цифровой обработки данных X Ci+jC2 Триггер Синтезатор пошаговой частоты ГЛОНАСС/GPS Цифровой коррелятор Генератор ПСП ГЛОНАСС/GPS Синтезатор пошаговой частоты ГЛОНАСС/GPS C\*+jC2* Ά выборки Сумматор-интегратор |К цифровому обработчику К цифровому I К цифровому вычислителю Q-Bus обработчику данных ι Цифровой вычислитель ./пошаговая Шина даннных Q-Bus Процессор ОЗУ ППЗУ Управляющее устройство Интерфейс Рис. 2.18. Блоки цифровой обработки данных и цифрового вычислителя
проявления эффекта Доплера: /глонасс = 1600,0 + 0,5625 ± fD ± 0,511 ± 50 · 10"6 МГц, где η = 1, 2,..., 24 — индекс спутника ГЛОНАСС, fD — доплеровский сдвиг частоты сигнала. С целью подавления шумов и влияния «зеркального» канала упомянутые сигналы подаются на антенный фильтр и усилитель мощности радиочастотного блока. После предварительного усиления с помощью первого гетеродина принятые сигналы преобразуются в радиочастотные сигналы. Частота первого гетеродина генерируется от локального эталона частоты радиочастотного блока. Радиочастотные сигналы, то есть сигналы первой промежуточной частоты, подаются на полосовой фильтр и усилитель мощности промежуточной частоты, где уровень мощности повышается не менее, чем на 120 дБ. Чтобы преобразовать сигнал первой промежуточной частоты в комплексный видеочастотный сигнал C1+JC2 с двумя квадратурными компонентами, сигнал первой промежуточной частоты и эталонный сигнал второго гетеродина подаются на квадратурный детектор. После двухуровневого квантования эти компоненты подаются в цифровой вычислительный блок. В этот блок также поступает сигнал эталонной частоты 40 МГц. Эта частота понижается в два раза для получения эталонной частоты выборки, которая одновременно является максимальной частотой переключения. Номинальная величина частоты первого гетеродина, промежуточной частоты и частоты выборки выбираются таким образом, чтобы избежать перекрытия спектров данного канала и сигналов других каналов. Для обеспечения требуемого уровня надежности, цифровой вычислительный блок содержит два идентичных модуля. Каждый из модулей содержит, в свою очередь, три идентичных устройства (канала) цифровой обработки данных. Подобная архитектура каждого блока цифровой обработки данных необходима для двух различных целей: • обеспечить требуемый уровень надежности решения навигационной задачи; • обеспечить измерение разности фаз несущей сигналов, принятых четырьмя различными антеннами, на случай, если с помощью приемников с подобной архитектурой будет решаться задача определения параметров ориентации. Демодуляция сигналов С1 и С2 осуществляется цифровым коррелятором с использованием соответствующей ГЛОНАСС/GPS псевдослучайной последовательности (ПСП), которая создается генераторами ПСП. ПСП формируется на базе пошагового датчика опорных частот, использующего девятиразрядный регистр сдвига с обратной связью. Процесс корреляции происходит следующим образом. Для проверки сигналы поступают на цифровой умножитель, где перемножаются с цифровым комплексным сигналом, который генерируется цифровым синтезатором несущей частоты ГЛОНАСС или GPS. Фактически
синтезатор — это третий гетеродин. После умножения дальнейшее преобразование навигационных сигналов происходит в цифровых сумматорах. После третьего гетеродина несущая частота сигналов эквивалентна нулю и модулируется только информационными составляющими. Следующий шаг — обработка полученных сигналов с помощью накапливающих сумматоров-интеграторов в блоке цифровой обработки данных. Внутренний обмен данными между этим блоком и цифровым вычислительным блоком происходит по шине Q-bus. Чтобы достичь требуемого уровня надежности процесса обработки, цифровой вычислительный блок состоит из двух идентичных устройств. Каждое из этих устройств включает в себя микропроцессор, программируемую ROM-память, RAM-память и управляющий процессор. Каждое устройство обрабатывает сигналы всех подблоков цифрового вычислительного блока одновременно. Каждым устройством решаются следующие задачи: • поиск сигналов; • отслеживание сигналов по частоте и задержке; • синхронизация по символам; • выборка цифровой информации; • выборка текущей метки времени; • вычисление псевдодальности и псевдоскорости; • предварительное решение навигационной задачи; • передача с помощью управляющего процессора цифровой информации внешним пользователям по стандартному последовательному интерфейсному каналу для последующей обработки (например, для определения параметров ориентации). Фактически плата процессора — это многоканальное устройство цифровой обработки радиочастотных сигналов. Вход процессора — это однобитовая выборка сигналов ГЛОНАСС, а также сигнал тактовой частоты и модулирующий сигнал. После оцифровывания однобитовый сигнал поступает на входы корреляторов. Корреляторы обеспечивают проверку входных сигналов согласно эталонной ПСП GPS и ГЛОНАСС и квадратурный перенос спектров сигнала в область нулевых частот, а также интегрирование умноженных сигналов на интервале 1 мс. Каждый коррелятор может включать несколько идентичных каналов, содержащих: • генератор ПСП GPS и ГЛОНАСС; • управляемый цифровой синтезатор сигналов несущей частоты; • управляемый цифровой синтезатор тактовой частоты; • квадратурные умножители; • выходные сумматоры-интеграторы с буферным регистром для запоминания результатов интегрирования; • дискриминатор, работающий по времени задержки; • интерфейс для обмена данными.
Контур работает в соответствии с управляющим сигналом, который задается микросхемой цифровой обработки данных. Фактически — это процессор для работы над числами с фиксированной точкой и раздельными шинами данных и адресов. Программное обеспечение здесь выполняет следующие задачи: • обработка входных сигналов GPS/ГЛОНАСС, то есть поиск, синхронизацию в соответствии с задержкой ПСП, частотой и фазой несущей, демодуляцию, «распаковку» цифровой информации, вычисление псевдодальностей и псевдоскоростей; • решение навигационной задачи; • обмен данными с внешними устройствами. В ROM памяти сохраняются альманах системы и результаты решения навигационной задачи. Часы реального времени включают генератор сигналов и набор делителей. Обмен данными с процессором происходит по шине данных. Описанные выше структуры дают представление о спутниковом приемнике, предназначенном для решения навигационной задачи. Для того чтобы обеспечить работу в режиме определения параметров ориентации, необходимо наличие четырех антенн и четырех малошумящих антенных усилителей. Каждая антенна с помощью высокочастотного кабеля должна быть соединена с собственным отдельным разъемом высокочастотного входа. При этом радиочастотный блок, выполненный по выше приведенной схеме, должен быть повторен четырежды, за исключением кварцевого генератора, который должен быть единственным для приемника. Подчеркнем еще раз, что для работы в режиме определения параметров ориентации необходимы следующие изменения в стандартной схеме приемника: • наличие четырех антенн и четырех малошумящих антенных фильтров; • наличие четырех отдельных высокочастотных входов; • наличие четырех преобразователей и плат, за исключением кварцевого генератора, который должен быть единственным для всего приемника; • наличие дополнительного 32-разрядного процессора для работы с числами с плавающей точкой; • наличие общей шины для 16- и 32-разрядного процессора; • программное обеспечение, необходимое для определения параметров ориентации. 2.3. Модели ошибок кодовых и фазовых измерений гнсс 2.3.1. Модель ошибок кодовых измерений ГНСС. В процессе проведения кодовых навигационных измерений приемник решает задачу определения величин псевдодальностей до каждого из НИСЗ
систем GPS/ГЛОНАСС. Под временной псевдодальностью понимается величина tit определяемая формулой [2.19, 2.20]: Н = Inp.i — '•изл.г [С], \^·'-) где г — номер наблюдаемого НИСЗ; ίΠρ,ί — момент приема навигационного сигнала от г-го НИСЗ; £ИЗЛд — момент излучения навигационного сигнала г-м НИСЗ. Метрической псевдодальностью называется величина zit определяемая как произведение U на скорость распространения световых волн в вакууме [2.19, 2.20]: Zi = c-un, (2.2) где с = 299 792458 м/с. Псевдодальность вводится как мера дальности от рассматриваемого НИСЗ до принимающей антенны приемника, но, строго говоря, не является таковой, так как процесс кодовых измерений сопровождается рядом погрешностей, которые в целом могут быть разделены на следующие группы: • погрешности, вносимые бортовой аппаратурой НИСЗ; • погрешности, накапливающиеся в процессе распространения навигационного радиосигнала в атмосфере; • погрешности, вносимые навигационной аппаратурой потребителя. С целью параметризации модели псевдодальности (2.1) введем понятие истинного времени распространения радиосигнала ipacnp,i, равного разности моментов приема и излучения навигационного радиосигнала в единой шкале времени, например, в шкале системного времени спутниковой навигационной системы (СНС): 1распр,г = ^распр.г- (^.О) (Здесь и далее верхний индекс относится к используемой шкале времени) В формуле (2.1) отсчеты £Иэл,г, очевидно, производятся по бортовой шкале времени НИСЗ, а отсчеты ίΠρ,ί — по шкале времени приемника. Таким образом: «НИСЗ.г «СНС ι ДТ"* /^НИСЗ.гч /η л\ "-изл.г — ''изл.г "+" ^" НГизл,г J' \ΔΛ) где t^\ — момент излучения навигационного радиосигнала г-м НИСЗ по системной шкале времени СНС; *"3л^3,г — момент излучения навигационного радиосигнала г-м НИСЗ по бортовой шкале времени г-ro НИСЗ; ΔΓί(ί"3^3,1) — расхождение между бортовой шкалой времени г—го НИСЗ и системной шкалой времени СНС в момент времени i™ Далее, для момента приема навигационного радиосигнала имеем .нап _ .сне , д_/^н/ "Tip.i — ''пр.г г '-*т\.1'пр. С" = Cf + Μ«· (2.5)
где i{j-pHf — момент приема навигационного радиосигнала от г-го НИСЗ по системной шкале времени СНС; *"ДП — момент приема навигационного радиосигнала от г-го НИСЗ по шкале времени приемника (навигационной аппаратуры потребителя (НАП)); Дт(*"Дп) — расхождение между шкалой времени приемника и системной шкалой времени СНС в момент времени t^p. Таким образом для истинного времени распространения радиосигнала i^pi получаем: ,СНС _ ^СНС _ .СНС _ ,ΗΑΠ _ .НИСЗ.г _ л /,ΗΑΠν ,дТ/.НИСЗ,гч ,9 к\ ''pacnp.i Lnp,i |'изл,1 '"пр.г ""изл.г L1T\l'np,i J ""·" '-*-' П'-изл,! )■ \ΔΌ> Заметим, что в качестве момента приема радионавигационного сигнала t^f1, в приемнике принимается значение временной метки, формируемой в приемнике псевдослучайной последовательности, в окрестности которой произведено измерение. В общем случае положение данной временной метки не соответствует истинному моменту регистрации навигационного радиосигнала, что обуславливает введение погрешности регистрации сигнала: гнап _ +нап , а-г- /о 7\ где ΐ^π — значение момента времени приема навигационного радиосигнала, сформированное приемником; Дтрег — погрешность регистрации радиосигнала от г-го НИСЗ. Окончательное выражение для i™ffpi принимает вид: .СНС _ ^НАП _ ,HHC3,i _ д /.НАП-, , дг /.НИСЗ.гч _ ''pacnp.i — ''пр.г 'изл.г LyrV'nf,i ) <~ '-" п'изл.г J ~ _ ГНАП .НИСЗД Λ^^ηΑΠν . д^/.НИСЗдч а /9 Я\ Введем понятие истинной псевдодальности *ИСт,г· Под истинной псевдодальностью iHCT,i понимается истинное время распространения навигационного радиосигнала от г-го НИСЗ в том случае, если бы радиосигнал распространялся в вакууме. Иными словами, iHCTi; есть истинное время распространения радиосигнала при отсутствии учета погрешностей, накапливающихся при прохождении радиосигнала через атмосферу. Связь между ij^ и ipa„Pii может быть задана в виде: ^pacnp.i = ^ист.г + Δ-/ион + Д-^троп + Д-^мл! (^У) где ДГИ0Н — погрешность, вызванная ионосферной задержкой сигнала; ΔΤ^τροπ — погрешность, вызванная тропосферной задержкой сигнала; АТмл — погрешность, вызванная эффектом многолучевости (эффект многократного персотражения навигационного радиосигнала от естественных препятствий, находящихся в непосредственной близости от принимающей антенны приемника). Таким образом, выражение для ijj·^ может быть переписано в виде .сне _ ,снс _ лТ _ Ατ _ дψ /о Ю) 'ист.г — ipacnp.i L^1 иои ^-ίτροπ £" мл \*-"J)
или J.CHC _ ТНАП _ j.HHC3,i . дт /.НИСЗ,is _ дт _ дγι _ дгр _ ьистЛ ~ Lnp,i "-изл,! ~г '-*-Ч\1>ИЗЛщ1 ) ^-ί ион '-Ь-'трюп aJMa -Δτ(ί^Π)_ΔτρβΓί. (2.Ц) Вводя обозначения для каждой из групп погрешностей, получаем: *ист,г = *пр,г _ *изл,г '* + А^НИСЗ ~ АГатм - ΔΓΗΑΠ> (2.12) где АГнисз = ATi(tH3Jli ,l) — погрешность, вносимая бортовой аппаратурой НИСЗ; ДГатм = ДГИ0И + ΔΓΤρ0Π + АТил — погрешность, накапливающаяся в процессе распространения навигационного радиосигнала в атмосфере; ΔΓΗαπ — Ат(*"Дп) + Атрег.г — погрешность, вносимая навигационной аппаратурой потребителя. Для метрической истинной псевдодальности имеем: *„ст.г = с ■ (ί™π - С?'*) + с · АГнисз - с · ДГатм - с ■ ΔΓΗΑπ. (2.13) Рассмотрим подробнее каждую из перечисленных погрешностей. Погрешность, вносимая бортовой аппаратурой НИСЗ. Погрешность бортовой аппаратуры НИСЗ, обуславливающая расхождение между бортовой шкалой времени НИСЗ и системной шкалой времени СНС, может быть записана в виде АГнисз.г = АГдр,г + АТрелЛ + ДГгрз.г, (2.14) где ДГдрд — погрешность, вызванная уходом бортовых часов НИСЗ вследствие дрейфа бортового стандарта частоты НИСЗ; ДГреЛг — погрешность, вызванная неучетом релятивистского эффекта замедления хода бортовых часов НИСЗ в системе отсчета, связанной с навигационной аппаратурой потребителя; ДТгрз,г — погрешность, вызванная эффектом групповой задержки навигационного радиосигнала в бортовой аппаратуре НИСЗ. Групповая задержка радиосигнала в бортовой аппаратуре НИСЗ определяется как задержка между излучаемым радиосигналом и выходным сигналом бортового стандарта частоты. Величина ухода бортовых часов НИСЗ зависит от интервала времени, прошедшего с момента синхронизации шкалы времени данного НИСЗ и системной шкалы времени СНС. В качестве модели ATiPii может быть использовано квадратичное приближение [2.20]: ΔΓ.ρΛ = ао + а, (*££ - t™) + а2 (*££ _ ^ογ (2 15) где ао.аьаг — коэффициенты квадратичной модели ухода бортовых часов НИСЗ; t^c — значение некоторого опорного момента времени, для которого известна величина ухода бортовых часов НИСЗ.
Величина релятивистской погрешности определяется моделью [2.19]: АГрел.г = F^y/ae. 8\п(ЕК), (2.16) где Fpejl = -(2уД)/с2 = -4,442807633 · 10"10 с/м1/2 - константа для вычисления релятивистской погрешности; μ = 3986005· 10s м3/с2 — гравитационная постоянная Земли; а — большая полуось орбиты НИСЗ; е — эксцентриситет орбиты НИСЗ; Εχ — эксцентрическая аномалия НИСЗ на момент времени t^\. Погрешность, накапливающаяся при распространении навигационного радиосигнала в атмосфере Земли. Как указывалось выше, погрешность ДГатм определяется формулой: ^-^атм = ^-ί ион τ ^-ίτροπ τ ^-'мл· Ионосферная составляющая погрешности ДГИ0Н обусловлена искажениями прямолинейности пути распространения радиосигнала, а также изменением скорости распространения радиосигнала в пределах ионосферы. Данный эффект объясняется тем, что ионосфера является диспергирующей средой для радиосигнала, в связи с чем скорость распространения радиосигнала в среде начинает зависеть от частоты сигнала. В настоящее время известны такие методы определения и учета ионосферной погрешности, как моделирование ионосферной задержки и метод двухчастотных измерений [2.3]. В качестве примера первого подхода к решению задачи определения и учета ионосферной задержки рассмотрим модель Клобуха- ра [2.3, 2.4]: Определяются значения ионосферной широты φ„ и ионосферной долготы Аи: Ψ, = ^нап + [ειΊΤιΙ ~ °'°22) C°S {Az)' (2·'7) / 0,0137 Asm(Az) К = Анап + f, , η ι ι ~ °>022 ΤΊ—V' (Ζ1«) \Е1 + 0,11 у cos (φ») где Αζ — азимутальный угол рассматриваемого НИСЗ, [рад]; El — угол возвышения рассматриваемого НИСЗ, [рад]; ι^ηαπ и Анап — географические широта и долгота приемника соответственно, [рад]. Определяется значение геометрической широты φπι точки пересечения ионосферы: ψτη = ψ„ + 0,064 · cos (λ„ - 1,617). (2.19) Определяется местное время для точки в ионосфере: Г™с = 4,32.104Аи + СлС· (2-20)
Вычисляются вспомогательные величины F,PER,AMP hi, а также значение ионосферной задержки: F= 1 + 16· (0,53-Е03, (2.21) PER = 60 + 6,^ + 62^ + 63^, (2.22) AMP = a0 + aiipm + α2ψ2Ύη + α3ψ37η, (2.23) ΤΜ - 50400 Ж = РДД [рад'' (2·24) где αο, аиа,2,аз, 6ο, 6ι, 62,63 — коэффициенты ионосферной модели Кло- бухара, у /24 АТтн = F ( 5 · 10"а + ЛМР I 1 - - + — I 1 . (2.25) Метод двухчастотных измерений в свою очередь основан на том факте, что, в силу зависимости скорости распространения радиосигнала в ионосфере от его частоты, ионосферные задержки метрических псевдодальностей, измеренных на двух различных частотах /, и /г, связаны соотношением [2.3] Δ*„ο„.»(/ι) _ /| (2 26) Агион.г(/2) /?· Таким образом, величина ионосферной погрешности псевдодальности, измеряемой на частоте /,, может быть вычислена по формуле *(/2)-*(/l) iH АГиоН,а=^ /»""(^-1) , (2.27) гДе ζι(/ι) и ^(/2) — величины метрической псевдодальности, измеренные на частотах /, и /г соответственно. Тропосферная составляющая погрешности ΔΓτροπ обусловлена наличием тропосферной рефракции навигационного радиосигнала ввиду неоднородности показателя преломления среды в пределах тропосферы. Метрическая запись тропосферной задержки радиосигнала может быть записана как [3.4] sTI ■"■троп роп ~ ЩЩ ^^троп — (n-l)ds, (2.28) о где η — показатель преломления среды распространения радиоволн; ■Ктроп — безразмерный параметр, характеризующий состояние тропосферы; El — угол возвышения наблюдаемого НИСЗ, [рад]; 5троп — протяженность тропосферного участка тропосферы, [м]. Величины /Строп и η в общем случае зависят от таких показателей, как температура воздуха, атмосферное давление и давление водяных
паров. Приведем модель Хопфилда для определения тропосферной задержки [2.3]: Λ Kd Kw sin(VEl2 + 1,904· Ю-3) sin(y/El2 + 0,6854 · 10"3) (2.29) где ^-,^.,ο-^.^χΓ·; «,зо, _ -0,282 ·Ρ„ 8307,2 · P„ Κω-Γα + 273.16 + (Γα + 273,ΐ6)2' ( U Γα — температура воздуха, [°С]; Ра — атмосферное давление, [Па]; Ρυ — давление водяных паров, [Па]. Погрешности, вызванные эффектом многолучевости, т.е. задержки навигационного радиосигнала, обусловленные переотражением радиосигнала от препятствий, находящихся в непосредственной близости от принимающей антенны приемника, в общем случае трудно поддаются параметризации. Однако, ввиду систематического характера данных ошибок в рамках рассматриваемого сеанса навигационных измерений, погрешности от многолучевости могут быть учтены путем построения взаимной корреляционной функции по результатам кодовых измерений от различных НИСЗ и поиска корреляционного минимума в пределах наблюдаемых НИСЗ. Погрешность, вносимая навигационной аппаратурой потребителя. Погрешность ΔΓΗαπ> вносимая навигационной аппаратурой потребителя, может быть задана линейной моделью ухода часов приемника в виде: ΔΓηαπ (С") = Λ + А · (С1 - йАП) + A^.i (2-32) где βο,βι — коэффициенты линейной модели ухода часов приемника; *шАП — значение некоторого опорного момента времени, для которого известна величина ухода часов приемника. Данная погрешность подлежит уточнению в процессе решения навигационной задачи потребителя. 2.3.2. Модель ошибок фазовых измерений ГНСС. Как уже указывалось выше, основным навигационным параметром, измеряемым навигационной аппаратурой потребителя в режиме кодовых измерений, является т.н. метрическая псевдодальность, т.е. величина Zi = Д„ст.г + с ■ (ΔΓηαπ + АТтн + ΔΓτροπ + АТМЛ - АТНИСзл), (2-33) где ДНст,г — «истинная» (геометрическая) дальность НИСЗ-НАП. Соотношение (2.33) получено при использовании в качестве радионавигационного параметра временной задержки формируемой в при-
емнике псевдослучайной последовательности, оцениваемой системой слежения за задержкой сигнала приемника. Режим фазовых измерений предполагает использование в качестве радионавигационного параметра оценки фазы несущей сигнала, формируемой системой слежения за фазой. Аналогом метрической псевдодальности для данного режима выступает т.н. метрическая псевдофаза, для которой, проводя вышеприведенные рассуждения, можно записать: Ψί = ^р + ft (ΔΓηαπ - ΔΓ„0Η + ΔΓτροπ + ΔΓΜΛ - ДГнисз..-) + #'■ (2.34) где λ-7 — длина волны, соответствующая несущей частоте сигнала ft, излучаемого j-м НИСЗ; У — целое число, характеризующее неоднозначность фазовых измерений. Традиционно [2.19] формат представления измерений навигационной аппаратуры предполагает, что в качестве единицы измерения псевдодальности используется метр, а единицы измерения псевдофазы — цикл высокочастотного колебания соответствующей частоты. Таким образом, измерение (2.34) содержит полезную составляющую RmT.i/W, компоненты погрешностей, обусловленные условиями излучения, распространения и приема сигнала, а также неопределенную составляющую, обусловленную начальным рассогласованием ПСП бортового генератора НИСЗ и генератора НАП. Компоненты погрешностей, обусловленные условиями излучения, распространения и приема сигнала, имеют тот же смысл, что и в кодовых измерениях и могут быть оценены по приведенным выше соотношениям (2.1-2.28). Отметим, что в отличие от псевдодальности (2.33), псевдофаза (2.34) содержит составляющую погрешности ΔΤ,,οη с обратным знаком. Это объясняется тем фактом, что ионосфера является диспергирующей средой, знак задержки сигнала в которой отличается для фазы огибающей и несущей. В первом случае (т. е. при использовании кодовых измерений, где учитывается групповая скорость распространения радиоволн) задержка ΔΤΗ0Η положительная и измеренная дальность больше истинной, а во втором случае (т. е. при использовании фазовых измерений, где учитывается фазовая скорость распространения радиоволн) — отрицательная [2.21]. Компонента целочисленной неопределенности фазы № в случае отсутствия срывов слежения остается постоянной во времени для каждого канала слежения и может быть оценена методами вторичной обработки [2.21]. Также отметим, что приведенные выше модели измерений соответствующих навигационных параметров содержат инструментальные ошибки, обусловленные в основном влиянием внутренних шумов
приемника: Zi = Дист.г + с (ΔΓηαπ + АГИ0Н + ΔΓτροπ + АТМЛ - ДГнисз.,:) + ηΡ, (2.35) й = ^Г + fj (ΔΓηαπ ~ ΔΓ"°Η+ ΔΓ-ροπ+ ДГИЛ- ДГнисзд) + kj + η?, (2.36) где ту/3 и 7?f — дискретные белые гауссовские шумы с соответствующими СКО. σΡ и af, аппроксимирующие шумы измерений в кодовом и фазовом режимах. Существенным здесь является тот факт, что (af) Х>2 <§; (σ^) , т. е. потенциальная точность фазовых измерений (при исключении методических погрешностей) находится на миллиметровом уровне. Вместе с тем, к настоящему моменту не существует соответствующих методик компенсации указанных методических погрешностей в рамках псевдодальномерного способа определения навигационных параметров и именно эти остаточные погрешности и определяют точность навигационных определений как в кодовом, так и в фазовом режимах работы. Устранение указанных остаточных погрешностей осуществляется в режимах т. н. функциональных дополнений, наиболее перспективным из которых является дифференциальный режим (режим относительных определений), использующий факт малости изменений ДГИ0И, ΔΓτροπ, ДГнисз.г для двух приемников, работающих совместно. 2.4. Определение положения, скорости и ориентации. Состав неконтролируемых факторов. Влияние неконтролируемых факторов и динамики БПЛА на функционирование GNSS-приемника (НАП) Процесс определения положения, скорости и ориентации ЛА на основе данных, поставляемых многоканальным ГЛОНАСС/GPS приемником включает в себя фактически две принципиально разные задачи, одна из которых — собственно навигационная, решаемая, как правило, на основе обработки так называемых кодовых измерений (псевдодальности и псевдоскорости), определяемых на основе навигационного послания приемника, достаточно хорошо изучена и описана в литературе [2.3]. Другая, а именно, определение углового положения и угловых скоростей ЛА в той или иной системе координат, решается на основе обработки так называемых фазовых измерений, получение которых связано с необходимостью вычисления разности фаз несущей частоты на различных антеннах приемника. При этом решение второй задачи, вообще говоря, невозможно без предварительного решения первой. В силу сказанного, в данной книге обсуждается решение обеих
перечисленных задач прежде всего с точки зрения анализа потенциальной точности определения положения, скорости и ориентации ЛА в конкретных условиях. Заметим, что решение задачи определения положения, скорости и ориентации БПЛА происходит с учетом влияния следующих неконтролируемых факторов; • ошибки определения эфемерид навигационных ИСЗ (НИСЗ) ГЛОНАСС/GPS, возникающих в результате определения эфемерид НИСЗ средствами наземного комплекса навигации и управления этих спутниковых систем; • систематические и случайные ошибки измерений псевдодальности и псевдоскорости вследствие так называемой ионосферной и тропосферной задержек, ухода часов приемника и его внутренних шумов; • систематические и случайные ошибки измерений разности фаз несущей частоты вследствие так называемого эффекта многолу- чевости, ухода часов приемника и его внутренних шумов; • систематические и случайные ошибки инициализации системы вследствие неточного знания начальных условий движения. В качестве алгоритмов для обработки поступающей от приемной аппаратуры информации могут быть использованы следующие: • рекуррентный байесовский алгоритм (модификация фильтра Кал- мана); • метод наименьших квадратов по полной выборке. Как уже указывалось выше, в самом общем случае задача определения положения, скорости и ориентации ЛА с использованием многоканального ГНСС приемника может быть решена лишь только в том случае, если ЛА оснащен антенной системой, состоящей, в минимальном случае, из 4 антенн, расположенных симметрично в горизонтальной плоскости симметрии ЛА. Задача об определении координат и компонент вектора скорости ЛА решается на основе поступающих на вход приемника псевдодальностей и псевдоскоростей от видимых в данный момент НИСЗ и имеющемся альманахе. При этом, как правило, в зависимости от модели приемника, для решения задачи используется либо метод наименьших квадратов (МНК) [2.3], либо рекуррентный байесовский алгоритм оценивания, [2.2]. Ниже будем полагать, что задача определения ориентации ЛА решается на основе МНК по полной выборке, использующего в качестве измерений разность фаз несущей частоты от каждого НИСЗ, сформированную на двух основных базах антенной системы. Такое предположение позволяет не использовать при решении этой задачи на борту ЛА математическую модель углового движения ЛА или использовать эту модель в предельно упрощенной форме. При формировании ПМО бортовой интегрированной системы, использующей ГЛОНАСС/GPS технологии не только для определения
положения и скорости, но и для определения ориентации ЛА, особое значение приобретает выбор систем координат и описание всех возможных связей между ними, которые необходимо «хранить» в памяти БЦВМ. Анализ показывает, что минимально необходимый для бортовой реализации «набор» должен содержать следующие системы координат: 2000.0 Инерциальная система координат (IF2000) Начало отсчета IF2000 находится в центре масс Земли. Основная плоскость — средний экватор на 0/l00m00s 1 января 2000 г. (эпоха J2000.0). Ось Xif направлена в среднюю на эпоху точку весеннего равноденствия. Ось Zip направлена по оси вращения Земли, соответствующей Международному Условному началу (МУН) на 1900-1905 гг. Ось Yif дополняет систему координат до правой. Земная связанная (гринвичская) система координат (UGF) Начало отсчета UGF находится в центре масс Земли. Ось Zugf направлена по оси вращения Земли, соответствующей Международному Условному началу (МУН) на 1900-1905 гг. Ось Xugf проходит через Гринвичский меридиан, соответствующий Международному Условному началу. Ось Yugf дополняет систему координат до правой. Орбитальная система координат (OF) Начала отсчета OF находится в центре масс ЛА. Ось Xof направлена по радиус-вектору ЛА (так называемая ось R). Ось Zof направлена по вектору моменту количества движения ЛА (так называемая ось N). Ось Y"of дополняет систему координат до правой (так называемая ось L). Связанная система координат (BF) Начала отсчета BF находится в центре масс ЛА. Оси BF (Xq, Yq, Zq) являются осями симметрии ЛА. Координаты антенн задаются в связанной системе координат. Для определения видимых НИСЗ и расчета векторов дальностей и производных дальностей требуется пересчитать координаты и компоненты вектора скорости каждой антенны в инерциальную систему координат. Для этого приведем соотношения, описывающие переход между используемыми СК. Напомним, что стандартные матрицы-операторы вращения вокруг каждой из осей на некоторый угол а имеют вид [2.2]: /10 0 \ Кх(а) = 0 cos a sin a V 0 — sin a cos a / (cos α 0 - sin a \ 0 10, sin a 0 cos a )
cos a sin a 0 R2(a) = | -sin a cos a 0 0 0 1 Тогда матрица перехода от инерциальной к земной связанной СК AfpGF записывается следующим образом: A^F = RZ(GST), (2.37) где GST — гринвичское звездное время. Матрица перехода от инерциальной к орбитальной СК А^ записывается следующим образом: Ар/ = Rx(u) χ Ry(i) χ RZ(Q), (2.38) где Ω, г, и — долгота восходящего узла, наклонение и аргумент широты. Матрица перехода от орбитальной к связанной СК Лдр записывается следующим образом: 4df = Rxh) х -ВД) х RzW) x Д*(тг) х Дг(тг/2), (2.39) где ΰ, Ψ, 7 — эйлеровы углы ориентации. Тогда координаты антенны в инерциальной СК будут записаны следующим образом: R]L = № х Α°?ΐ P°nt + Rs, (2.40) где Rlnt — координаты антенны в связанной СК; Rs — координаты ц. м. Вектор скорости антенны в инерциальной СК будет записан следующим образом: VZ = jt KFF x A?/f Д°п1 + V., (2.41) где Rlnt — координаты антенны в связанной СК; Vs — вектор скорости ц. м. Полный вектор состояния антенны в инерциальной СК: *£н = (Д& K'nFt)T. (2.42) Перейдем теперь к описанию математических моделей измерений, реализуемых при данном способе решения задачи навигации и определения ориентации. Измерение дальности: ptr = (№ - Cnt) , № - *arnt))'/2 + <£" + С + '?Р. (2·43) где ptr — дальность между антенной ЛА и НИСЗ; R)$s — радиус- вектор НИСЗ; R^nt — радиус-вектор антенны в инерциальной СК; Sphr — систематическая ошибка, вызванная разностью временных шкал НИСЗ и приемника; δ'°π — систематическая ошибка, обусловленная
ионосферной задержкой сигнала; ηρ — случайная аддитивная ошибка, обусловленная внутренними шумами приемника. Более подробные математические модели перечисленных систематических ошибок приведены в параграфе 2.3. Измерение производной дальности: Sptr = (№ - Ct) · Por) + δ?,* + VsP, (2.44) где <5ptr — производная дальности между антенной ЛА и НИСЗ; V£rs — вектор скорости НИСЗ; V^t — вектор скорости антенны ЛА в инерци- альной СК; рцг — единичный вектор в направлении дальности между антенной БПЛА и НИСЗ; Sfs — систематическая ошибка измерений производной дальности; η^ρ — случайная аддитивная ошибка, обусловленная внутренними шумами приемника. Измерение разности фаз. Ниже, на рис. 2.19, представлена принципиальная схема измерений разности фаз несущей частоты сигнала НИСЗ, находящегося в зоне видимости обеих антенн навигационной аппаратуры потребителя ЛА. Эти измерения позволяют с сантиметровой точностью определять значения проекций антенной базы на направления визирования видимых НИСЗ, что, в конечном счете, и обеспечивает определение ориентации объекта в пространстве. Непосредственно приемник Измеряемая разность фаз Διρ i_itj(-o измеряет не полные значения проекций, а лишь доли их, обозначенные как Αφ, получающиеся после вычитания целого числа длин волн несущей частоты. Полные же значения проекций определяются алгоритмическим путем, базирующимся на использовании избыточности информации за счет большого числа видимых НИСЗ и/или априорной информации, поставляемой инерциальной системой БПЛА. Антенна 1 О Антенна 2 направление на НИСЗ Рис. 2.19. Измерение разности фаз несущей частоты На рис. 2.19 введены следующие обозначения: т — полное число длин волн несущей частоты в разности фаз сигнала А;-го НИСЗ, принятого первой и второй антеннами г/-й базы (неопределенный целочисленный параметр); Αφ — измеренная разность фазы сигнала НИСЗ; Ife — единичный вектор линии визирования «БПЛА-НИСЗ», В качестве измеренного значения разности фаз на основных базах антенной системы будем рассматривать эквивалентную линейную величину А1\г = (Bfr, pf°) + δΦ + щ, Ы$ = (ВГ, pf) +δφ + щ. (2.45)
где Δ/'1', ДД1 — разность фаз на первой и второй базах; В\г, В% — векторы положения первой и второй базы в инерциальной системе tr° tr° координат; ρ) , р$ — единичные векторы направления дальностей между 1 и 3 антенной и НИСЗ; δψ — систематическая ошибка, обусловленная эффектом многократного переотражения сигнала (многолу- чевостью) [2.3]. Систематическая ошибка, вызванная многолучевостью принимаемого ГЛОНАСС/GPS приемником сигнала, δψ, имеет коэффициент корреляции, зависящий от разности углов восхождения над местным горизонтом НИСЗ, по которым последовательно производятся измерения: Κδφϊ = cos (ψί-ψί-ι), (2.46) где ψί — угол восхождения ЛА, по которому производится измерение, ψϊ-\ — угол восхождения ЛА, по которому производилось предыдущее измерение, щ — случайная аддитивная ошибка, обусловленная внутренними шумами приемника. Напомним, что в зависимости от типа используемого приемника, для обработки поступающей информации могут быть использованы два вида алгоритмов: рекуррентный байесовский алгоритм, базирующийся на модификации фильтра Калмана, либо традиционный метод наименьших квадратов, работающий по полной выборке измерений [2.3]. В первом случае целесообразно использовать так называемую «скалярную» модификацию фильтра Калмана [2.2], особенность которой состоит в том, что компоненты вектора измерений обрабатываются поочередно и тем самым удается избежать использования операции обращения матрицы. Для определения ориентации БПЛА при помощи многоканального приемника ГНСС также может быть рекомендован метод наименьших квадратов по полной выборке [2.2]. Здесь необходимо отметить лишь следующие особенности реализации данного алгоритма: • в качестве массива измерений используется совокупность значений разностей фаз на двух главных антенных базах до каждого из видимых НИСЗ; • матрицы наблюдаемости для каждого измерения определяются численно в силу сложности соотношений, связывающих измеряемые и оцениваемые параметры. Как известно [2.18, 2.19], поиск сигналов НИСЗ выполняется так называемыми системами слежения за задержкой (ССЗ) и несущей (ССН). ССН может работать как схема частотной автоподстройки (АПЧ) или как схема фазовой автоподстройки частоты (ФАПЧ). Схема с АПЧ используется в режиме захвата сигнала, слежения и измерений в навигационном режиме. Схема ФАПЧ используется в режиме приема информации. Приемник последовательно осуществляет поиск и захват сигнала каждого НИСЗ. При этом для каждого сигнала сначала производится,
вообще говоря, захват С/А кода, частоты и фазы несущей, а затем синхронизация по битам и байтам. Время поиска определяется как внутренними факторами — числом каналов приемника, характеристиками используемой элементной базы в основном быстродействием, способностью программного обеспечения приемника к эффективному управлению им, так и внешними — объемом априорной информации, имеющейся на момент начала поиска в приемнике, вероятностью затенения антенн НАП элементами конструкции объекта вследствие его угловых эволюции, маневренностью объекта. При этом в последнем случае главным фактором являются не значения перегрузки или угловой скорости ЛА, которые он способен развивать в процессе движения, а скорость их изменения. Именно эти параметры в конечном счете определяют степень непредсказуемости движения, мерой которой является минимальное время предсказуемого поведения объекта. Под этим принято понимать тот минимальный временной интервал, в течение которого можно считать, что динамические параметры движения объекта — перегрузка, угловая скорость — практически не меняют своего значения или меняют, но известным образом. Этот временной интервал и определяет способность ССЗ и ССН отслеживать меняющуюся в ходе полета ситуацию. Наиболее критичным с точки зрения возникновения возможной потери сигнала НИСЗ является этап отделения беспилотного маневренного ЛА от носителя, т. к. именно начальный этап движения характеризуется высокими значениями линейных перегрузок и высоким темпом их изменения. Аналогичная картина имеет место и в отношении угловых скоростей и угловых ускорений. Так, максимальное значение углового ускорения по осям Υ и Ζ связанной системы координат может достигать 1000 град/с2, а значения угловых скоростей по тем же осям могут достигать значений 70 град/с и 60 град/с соответственно. В описанных условиях в кварцевом генераторе НАП возникают колебания, причем, если перегрузка действует по направлению оси чувствительности кварца, то переходный процесс продолжается около одной секунды. Сокращения времени переходного процесса в кварцевом генераторе НАП можно добиться путем; • установки кварца на объекте по положению его оси чувствительности по направлению максимальной перегрузки в начальной стадии полета; • проведения дополнительных мероприятий по установке кварца на специальные амортизирующие опоры внутри корпуса приемника. В этих условиях ограничивающим фактором начала поиска сигнала будет являться взаимное движение носителя и беспилотного ЛА, определяющее момент выхода последнего из тени.
Существующий опыт показывает, что возможные методы уменьшения влияния динамики объекта на факт потери связи «НАП-НИСЗ» сводятся к: • применению пространственной селекции сигналов с помощью антенн специального типа; • применению специальной обработки сигнала с использованием априорно известной цифровой служебной информации, передаваемой со спутника, в сочетании со специальной организацией сеансов связи с НИСЗ за счет избыточности каналов НАП; • уменьшению величины динамических воздействий для сужения полосы систем слежения путем использования данных о динамике объекта, поступающих от инерциальной системы. Обсудим перечисляемые методы подробно. Традиционное требование к антеннам НАП состоит в обеспечении равномерного перекрытия верхней полуплоскости, т. к. НИСЗ должны просматриваться повсюду от горизонта до зенита. Однако, высокая динамика объекта, глубокие и быстрые его эволюции на первых секундах полета приводят к тому, что варианты установки одной антенны на оси Υ связанной системы координат или даже двух антенн, расположенных симметрично с двух сторон на оси Ζ связанной системы координат, с конусообразной диаграммой направленности с углом при вершине порядка 160 град, могут оказаться малоэффективными. Действительно, в рассматриваемых условиях применения один и тот же спутник вследствие эволюции объекта может попадать в зону видимости то одной, то другой антенны. Вследствие неидентичности частотно-фазовых характеристик этих антенн сигналы от них, попадая в приемник, будут оказывать сильное возмущающее воздействие скачкообразного типа на системы ССЗ и ССН, что приведет к резкому уменьшению отношения сигнала/шум и, как следствие, к возобновлению процесса поиска с начального состояния. Разумеется, это может вызвать заметное замедление процесса вхождения в связь. Кроме того, следует иметь в виду, что различные варианты маневров носителя перед отделением объекта приводят к тому, что объекты будут оказываться под различными углами к горизонту в момент отделения. Разумеется, и ориентация антенны по отношению к горизонту при разных условиях сброса будет различной. В этих условиях возможно, например, применение антенны кольцевой формы, представляющей собой конструктивное объединение нескольких антенн с вышеуказанными диаграммами направленности. Ускоренный поиск сигнала можно организовать, воспользовавшись избыточностью числа измерительных каналов приемника по сравнению с минимально необходимым их числом, равным, как известно, четырем. Это значение соответствует минимальному количеству НИСЗ, сигналы которых требуется получить для формирования совокупности
измерений полного объема, т.е. такой совокупности, которая позволяет решить задачу навигационных определений по разовой выборке. Действительно, применительно к беспилотному маневренному ЛА, от первого навигационного определения и даже от нескольких последующих за ним, идущих с периодом 1 с, не требуется достижения максимальной точности, поскольку на первом этапе полета требуется лишь несколько снизить область неопределенности знания кинематических параметров движения, обусловленную ошибками знания начальных условий в момент отделения объекта от носителя и влиянием погрешности начальной выставки беспилотной инерциальной системы изделия. Именно эти факторы, как нетрудно предположить, оказывают доминирующее влияние на погрешности навигации на первом этапе. Указанное сужение области необходимо для того, чтобы, по возможности, отдалить тот момент на траектории, когда погрешности БИНС достигнут такого уровня, что они не смогут быть скомпенсированы управлением на оставшейся части траектории из-за ограниченной эффективности последнего. Такой системный взгляд на решаемую проблему позволяет обнаружить дополнительные резервы для ее успешного решения. Для реализации перечисленных возможностей во время предстартовой подготовки объекта в его систему управления вводится информация, содержащая дополнительные данные об альманахах системы ГЛОНАСС и GPS и эфемеридах тех НИСЗ, которые находятся в момент старта в верхней полусфере. Наличие точной эфемеридной информации всех рабочих НИСЗ вплоть до момента отделения объекта от носителя позволяет отказаться от ее приема во время полета. Наличие этой информации позволяет из всей совокупности находящихся в верхней полусфере навигационных спутников выделить четверку спутников, вероятность которых на первом этапе самостоятельного полета объекта оказаться вне области возможного затенения антенн максимальна. Процессор НАП БПЛА объекта формирует команды по организации поиска сигналов только выбранной четверки спутников всеми измерительными каналами аппаратуры. В результате при двенадцати- канальном приемнике на поиске сигнала каждого спутника будет сосредоточено три или четыре канала (при двацатичетырехканальном — 6 каналов). Благодаря этому в такое же число раз можно сократить обследуемую область неопределенности в координатах. Выше уже отмечалась необходимость ввода в бортовую систему данных об альманахах и эфемеридах НИСЗ. Первые необходимы для выбора первоначальной группировки НИСЗ и организации оптимальной процедуры поиска их сигналов. В этой же процедуре, а также процедурах слежения за сигналами с целью минимизации вероятности срыва слежения, а следовательно, — уменьшения вероятности возобновления поиска сигнала после его
потери, участвует и информация о текущих координатах и скоростях движения объекта. На основе этой информации, как следует из вышесказанного, в приемнике осуществляется предварительная (предсеансная) подстройка систем поиска и сопровождения сигнала на значения текущих дальностей от объекта до соответствующих НИСЗ (отдельно для каждого канала приемника) и скорости их изменения. Эта связь обеспечивает и более устойчивое слежение за сигналами НИСЗ, уменьшая вероятность их потери, что в условиях высокой динамики объекта и кратковременности полета особенно важно. Типовая функциональная схема интегрированной навигационной системы, реализующей сформулированный подход, показана на рис. 2.20. Процессор БЦВМ Интегральный фильтр Калмана комплекса GNSS/INS Датчик инерциальной системы Сигнал Оценка ^коррекции погрешностей Ускорение Процессор БИНС БИНС Скорость потребителя Оценка допплера Высокочастотная аппаратура НАП Наведение по скорост! Управление Процессор приемника НАП Навигационное решение Измерения Радионавигационный; Процессор НАП сигнал. ''^'1'1'.1'.-.'-.'1'1'1'1'.1.'.-.-.1 J дальности и скорости Рис. 2.20. Типовая функциональная схема интегрированной навигационной системы Эфемериды участвующих в сеансах НИСЗ используются на этапе решения задачи навигационных определений. В стандартных условиях эфемериды, содержащиеся в цифровой части сигналов НИСЗ, принимаются во время сеансов. Однако время полного «набора» эфемерид даже в лучшем случае составляет десятки секунд. С другой стороны, без получения полного их комплекта для всех участвующих в сеансе НКА, от которых уже получены измерения псевдодальности и псевдоскорости, обработка этих измерений невозможна. Таким образом, предстартовый ввод точной эфемеридной информации всех рабочих НИСЗ позволяет отказаться от ее приема во время полета.
Наряду с упомянутыми выше текущими координатами и компонентами скорости, с той же частотой в течение всего предстартового периода в БЦВМ БПЛА из БЦВМ носителя с заданной периодичностью (например, секунда) должны передаваться метки времени и их оцифровка в шкале Госэталона Координированного всемирного времени UTC(SU). Далее эти данные передаются в процессор НАП. Для упрощения этого процедуры можно ограничиться передачей с борта носителя только цифровой информации в виде упомянутых «оцифровок секундных меток», но при этом необходимо обеспечить их посылку и соответственно прием в НАП через строго детерминированный и известный промежуток времени. 2.5. Дифференциальные режимы использования спутниковых приемников глобальных навигационных систем Несмотря на относительно высокую точность спутниковых систем навигации, в ряде приложений этой точности оказывается недостаточно для надежного и безопасного решения специфических задач. В практике использования беспилотных маневренных ЛА к таким задачам относится прежде всего задачи наведения на заданную точку (цель). В зависимости от условий поставленной задачи координаты ЛА в этом случае должны быть определены с погрешностью от десятков сантиметров до нескольких метров. Существенное повышение точности навигационных определений обеспечивается при использовании дифференциального режима (ДР) измерений. Дифференциальный режим работы ГНСС позволяет потребителям не только снизить погрешности местоопределения до метрового или даже дециметрового уровня, но и контролировать доступность сигналов спутников и целостность системы. Дифференциальный режим базируется на хорошо известном в навигации подходе, при котором списываются погрешности навигационных определений в точках, координаты которых известны с высокой точностью. ДР в ГНСС во многом аналогичен ДР в известных радионавигационных системах, например «Омега», где сильно коррелированные (практически постоянные на значительной территории) погрешности измерений устраняются вводом поправок от специальных контрольных станций (КС), точно привязанных к координатам с помощью геодезических измерений. Многочисленные исследования показали, что в структуре погрешностей ГНСС имеются такие, которые слабо меняются внутри достаточно обширных областей. Результаты этих исследований подсказали путь к повышению точности ГНСС: нахождение систематических погрешностей на КС и использование их как поправок в аппаратуре потребителя (НАП). К этим погрешностям относятся такие, которые
вызываются неточностями, вносимыми информацией о местоположении спутника, его бортовым опорным генератором, искажениями сигнала в атмосфере. Действительно, учитывая большую высоту спутников (около 20000 км), сигналы от них до корректирующей станции и до потребителя, удаленного от КС на десятки и даже сотни километров, проходят почти один и тот же путь через одни и те же слои атмосферы. Искажения сигналов будут одинаковыми, что и позволяет применить принцип дифференциальной коррекции. При этом оказывается возможным скомпенсировать не только погрешности, обусловленные естественными причинами, но и влияние искусственного загрубления точности, если таковое будет создаваться. Для реализации дифференциального режима ГНСС дополняется дифференциальной подсистемой. Она состоит из контрольно-корректирующей станции, добавленной к наземному сегменту ГНСС, и размещенного в бортовой части специального устройства приема и обработки дифференциальных поправок для спутникового приемника. Дифференциальная подсистема не влияет на работу системы в стандартном режиме, но позволяет потребителю при необходимости перейти на работу в ДР. В основе дифференциального метода определения координат лежит формирование разности (difference) отсчетов, что и дало методу название. Принцип реализации дифференциального метода поясняется рис. 2.21, на котором изображено созвездие из четырех навигационных спутников. Это созвездие выбирается потребителем как оптимальное для работы в стандартном режиме. Наземная часть дифференциальной подсистемы состоит из контрольно-корректирующей станции, которая содержит точную аппаратуру потребителя геодезического класса, формирователь корректирующей информации (КИ), вычисляющий поправки на сильно коррелированные погрешности и формирующий кадр КИ, а также передатчик КИ. Антенна НАП ККС привязывается на местности с помощью геодезических измерений с точностью до нескольких сантиметров. На борту потребителя размещаются аппаратура приема КИ, декодирующее устройство и устройство ввода КИ в стандартную АП. Поправки, рассчитанные ККС, передаются по радиолинии связи на борт потребителя. Полагается, что систематические погрешности измерений в точке размещения ККС и в ее окрестности (до нескольких сотен километров) изменяются мало. На этом основании принятые поправки суммируются с показаниями обычного приемника, работающего в стандартном режиме. Полученные величины представляют собой скорректированные параметры. Поскольку ККС могут обеспечить требуемую точность коррекции в ограниченной области, то для реализации дифференциального метода на обширных территориях должны быть размещены несколько таких станций. При этом необходимо решить вопрос о своевременном переходе НАП на прием КИ от очередной станции. Примером реализации
такой сети станций могут служить службы дифференциальных поправок береговой охраны США, береговой службы Норвегии, а также создающаяся в США для нужд Северной и Центральной Америки сеть станций в рамках проекта широкозонной системы поддержки GPS (WAAS — Wide Area Augmentation System). Ιί Передатчик ККС Формирователь КИ , Точные координать И Точная АП I антенны ККС Рис. 2.21. Структура дифференциальной подсистемы СНС: ККС — контрольно- корректирующая станция; АП — аппаратура потребителя (геодезическая); КИ — корректирующая информация Конкретную реализацию ДР можно осуществить несколькими способами. Наиболее простым и наглядным является метод коррекции координат, однако наиболее широкое применение, в силу ряда причин, описанных ниже, нашел метод коррекции навигационного параметра (псе вдо дальности). На рис. 2.22 приведена структурная схема, поясняющая метод коррекции координат. Как следует из названия метода, предполагается, что корректируются координаты потребителя, определенные им по сигналам спутников в стандартном режиме работы системы. На ККС формируется КИ путем сопоставления вычисленных в стандартном навигационном сеансе координат с известными с высокой точностью координатами фазового
центра антенны GPS. Полученные таким образом поправки к координатам передаются в составе КИ потребителю, который использует их для уточнения своего местоположения, добавляя поправки к вычисленным координатам. ккс /Var ^снс Аппаратура потребителя ^ ПрдКИ RKCB t Вычислитель поправок ~~Г" кксэ АВт Модулятор № дп Потребитель Аснс Аппаратура потребителя пв Корректор координат I AR -R ПК Вычислитель поправок ККСЭ I Демодулятор Рис. 2.22. Структурная схема, поясняющая метод коррекции координат: АСНс — антенны GPS/ГЛОНАСС приемников; Прд КИ, Прм КИ — передатчик и приемник корректирующей информации; Rkcb, Rkc3 — вектор вычисленных и эталонных координат ККС; ΔΕ. — вектор поправок к координатам; Адп — антенны радиотракта передачи дифференциальных поправок; Rne, RnK — векторы вычисленных и скорректированных координат ККС Алгоритм работы этого метода может быть описан следующими соотношениями: • на ККС формируются разности-поправки к координатам Δϋ = Rkcb - Rkcb; • на борту потребителя уточняются координаты R-πκ = R-пв + ΔΚ·· (2.47) (2.48) Рассмотренный метод реализации ДР сравнительно прост, так как не изменяет основного алгоритма навигационных определений потребителя, но у него есть существенный недостаток. Дело в том, что этот метод применим лишь при одном весьма сильном ограничении — для реализации этого метода необходимо, чтобы ККС и все потребители КИ вырабатывали координаты по одному и тому же созвездию спутников. Реально же потребитель использует для вычисления своих координат наивыгоднейшее по геометрии созвездие наблюдаемых им спутников. Это созвездие при достаточном удалении от ККС или в силу иных причин (перекрытие обзора элементами конструкции ЛА, особенности алгоритмов выбора созвездий в приемнике и др.) может не совпадать с тем, для которого выработаны поправки на ККС.
Преодолеть отмеченный недостаток можно при использовании второго метода реализации ДР — метода коррекции навигационного параметра (псевдодальности), структура которого изображена на рис. 2.23. ккс St тнсс Аппаратура потребителя *ЭФ1 гика Вычислитель параметра ККСЭ /V, АГ; λΛΠ ПрдКИ 1 Модулятор „ ^ Вычислитель ^вксп поправок Wa дп Потребитель Агнсс Аппаратура потребителя пв Корректор координат AR -R, ПК Вычислитель поправок ККСЭ Демодулятор Рис. 2.23. Структурная схема, поясняющая метод коррекции навигационного параметра. r„KCii rmci — измеренная и вычисленная псевдодальности от ККС до г-го спутника; тшн, rB„i — измеренная и вычисленная псевдодальности от потребителя до г-го спутника; Rkc3 — вектор эталонных координат ККС; Raoi — эфемериды г-го спутника; Rn — вектор вычисленных координат потребителя; Δη — поправка к псевдодальности г-го спутника Основная идея метода состоит в том, что всем потребителям в зоне действия ККС сообщается набор поправок к результатам измерений навигационных параметров (псевдодальностей) до всех видимых спутников. Такой подход позволяет оставить за потребителем право выбора оптимального для него созвездия. ККС вычисляет поправки к измеряемым псевдодальностям Дг; до всех видимых ИСЗ. Это достигается путем сравнения измеренных пседодальностей 7~икс; с вычисленными rBKC; на основании эфемерид спутников. Получающиеся разности передаются как КИ потребителям. Каждый потребитель выбирает оптимальное для себя созвездие и корректирует измеренные им псевдодальности с помощью принятых поправок, относящихся к используемым им ИСЗ. Полученные скорректированные псевдодальности используются для расчета координат потребителя. Таким образом, алгоритм данного метода можно представить в следующем виде: • на ККС вычисляются поправки к псевдодальностям An = (2.49)
• на борту потребителя вычисляются скорректированные псевдодальности гВПг = rttni + Δη; (2.50) • вычисляются координаты потребителя с использованием не менее четырех скорректированных псевдодальностей.· [гвп1,Гвп2, ...,Гвпп] => R-Π, (2.51) где rBKCj, rHKCj — вычисленная на ККС по эталонным координатам и измеренная ККС псевдодальности до г-го спутника; гВПг, гИП1 — вычисленная скорректированная и измеренная потребителем псевдодальности. Перечисленные выше способы организации ДР не являются единственными, но в настоящее время они нашли наиболее широкое применение и, кроме того, позволяют наиболее наглядно представить особенности этого режима работы. Их использование снижает погрешность измерения координат до 1-5 м, а высоты до 2-7 м. Как отмечалось выше, ДР способен не только повысить точность работы СНС, но и обеспечить контроль целостности системы и анализ достоверности передачи КИ. Под целостностью понимается способность СНС предоставлять потребителю полноценное навигационно-вре- менное обеспечение. Целостность выражается в вероятности обнаружения отказа системы и сигнализации об этом в течение заданного интервала времени. Целостность системы — одно из ключевых понятий. Лишь системы, обладающие высокой целостностью, способны обеспечить надежное и безопасное выполнение полета или поставленной задачи. Целостность подразумевает нормальную, штатную работу всех спутников системы. Неисправные спутники должны быть исключены из рабочего созвездия. В кадрах навигационных сигналов спутников имеются параметры, характеризующие исправность отдельных подсистем или интегральную исправность спутника. Однако такая информация закладывается на спутники с Земли не чаще одного раза в 12 часов. Необходима более оперативная информация о состоянии СНС. Эта задача решается в приемниках, имеющих сертификацию, специальной функцией контроля целостности системы (RAIM — Receiver Autonomous Integrity Monitoring). Однако ДР дает дополнительные возможности контроля целостности и повышает надежность работы с приемниками, не имеющими функции RAIM. Контроль целостности ведется по всем видимым ККС спутникам, и если обнаруживается нарушение целостности, то по каналам передачи КИ транслируется соответствующее уведомление, которое потребитель использует при выборе созвездия спутников. Помимо целостности системы, потребитель должен быть уверен в правильности принимаемых поправок. С этой целью контролируется достоверность принимаемой КИ. Для контроля достоверности в поле передатчика КИ можно расположить вынесенный приемный пункт,
координаты которого определяются заранее специальными точными геодезическими замерами. Идея контроля достоверности заключается в том, что на выносном пункте точной геодезической спутниковой аппаратурой определяются координаты по сигналам ГНСС и в них вносятся поправки на основе принятой КИ. Полученные скорректированные координаты сравниваются с точно известными и делается вывод о качестве КИ. Параметры, характеризующие качество КИ, передаются на ККС, где закладываются в кадр дифференциального сообщения. 2.6. Функциональные схемы интегрированных систем навигации и наведения беспилотного маневренного летательного аппарата Развитие беспилотных ЛА, а также необходимость решения вновь возникающих прикладных задач, связанных с высокоточным определением параметров их движения, выдвигает комплекс новых требований по точности и надежности получения информации о координатах, скорости, ориентации БПЛА. Условия применения и функционирования беспилотных маневренных ЛА требуют повышенной точности и высокой частоты навигационных определений на всех этапах их использования, начиная от момента включения бортовых систем или старта аппарата и до окончания выполнения поставленной задачи. Помимо требований к точности, в настоящее время предъявляются требования по таким параметрам, как целостность, доступность и непрерывность навигационного обеспечения [2.22]. Мерой целостности является вероятность обнаружения выхода рабочих характеристик системы (прежде всего точности) из требуемого предела и сообщения о нем в течение заданного временного интервала. Доступность определяется вероятностью получения потребителем достоверной информации в заданный момент времени с требуемой точностью. Непрерывность характеризуется вероятностью обеспечения системой достоверной информацией на заданном интервале времени. Достоверность, в свою очередь, определяется как способность навигационной системы поддерживать с заданной вероятностью свои характеристики в требуемых пределах на определенном промежутке времени в каком-либо районе [2.19]. Обеспечение требуемого уровня этих показателей зачастую является более сложной задачей, чем выдерживание необходимой точности. Обеспечение заданных уровней точности и указанных качественных показателей надежности предъявляет особые требования к современным и перспективным системам навигации БЛА. Опыт эксплуатации ГНСС показал, что при многих положительных качествах такая система не может удовлетворять всем предъявляемым сегодня тре-
бованиям, перечисленным выше. В табл.2.10 суммированы основные свойства и недостатки ГНСС и ИНС. Таблица 2.10. Основные свойства и недостатки ГНСС и ИНС Тип системы ГНСС ИНС Основные свойства Высокая точность. Ошибки не имеют тенденции к росту Высокая скорость выдачи информации (до 100 Гц). Полный набор необходимой информации для управления, включая ориентацию. Полная автономность. Неподверженность внешним помехам Недостатки Низкая скорость обновления информации (1-10 Гц). Подверженность помехам Неограниченный рост ошибок во времени. Необходимость знания модели гравитационного поля Благодаря различной физической природе и различным принципам формирования навигационного алгоритмического обеспечения, спутниковые и инерциальные навигационные системы хорошо дополняют друг друга. Их совместное использование позволяет, с одной стороны, ограничить рост погрешностей ИНС, а, с другой стороны, снизить шумовую составляющую ошибок ГНСС, повысить темп выдачи информации бортовым потребителям, существенно поднять уровень помехозащищенности. На современном этапе ядром интегрированной системы является ИНС благодаря своей автономности и возможности с высокой скоростью обновления давать потребителю как позиционную, так и угловую информацию. В составе интегрированных инерциально-спут- никовых систем чаще всего используются бесплатформенные инерциальные навигационные системы (БИНС) [2.23]. Это объясняется их повышенной надежностью, меньшим весом и габаритами, меньшим потреблением энергии. Отсутствие платформы определяет, как правило, и меньшее время выставки системы — обязательной процедуры первоначального задания (для платформенных ИНС) или определения (для БИНС) ориентации осей чувствительности акселерометров и инициализации координат и скоростей. Эта процедура предшествует переходу ИНС в рабочий режим и во многом определяет время ее готовности к работе. Таким образом, основной задачей БИНС является обеспечение навигационными параметрами (координаты и высота ЛА, составляющие вектора скорости), а также параметрами ориентации бортовых потребителей в реальном масштабе времени при наличии коррекции от ГНСС.
В настоящее время сложилось представление о возможности ком- плексирования этих систем в четырех основных вариантах [2.24]: • раздельная схема; • слабо связанная схема; • жестко связанная схема; • глубоко интегрированная схема. Первый вариант — раздельная схема (рис.2.24) — это наиболее простой вариант совместного использования ИНС и GNSS. Здесь обе системы работают независимо друг от друга, но поскольку ошибки ИНС возрастают со временем, то периодически необходимо проводить Антенна GNSS GNSS приемник ИНС Выход GNSS приемника Периодический перезапуск системы или коррекция Выход ИНС Выход GNSS/ИНС Рис. 2.24. Раздельная схема интеграции данных GNSS-приемника и ИНС коррекцию ИНС по данным GNSS. Коррекция заключается в периодическом перезапуске алгоритма ИНС с новыми начальными условиями по координатам и скорости, данные о которых поступают от спутникового приемника. Процедурно это может быть оформлено и как одновременная коррекция координат и скоростей ИНС. Такая архитектура обеспечивает независимость систем (исключая моменты перезапуска или коррекции) и информационную избыточность общей структуры. В целом комплексная система имеет более высокую точность как по координатам и скорости, так и по углам ориентации. При этом сохраняется возможность получать позиционную, скоростную и угловую информацию (в том числе и об угловой скорости), необходимую для целей управления и наведения с высокой частотой, свойственной ИНС. Кроме того, для создания такой архитектуры требуются минимальные изменения в аппаратных средствах и программном обеспечении уже существующих ЛА. Следующей по глубине связи ИНС и GNSS является слабосвязанная система. Здесь ИНС и GNSS по-прежнему вырабатывают независимые решения, однако появляется связующий блок, в котором
так называемый интегральный фильтр Калмана на основании данных GNSS-приемника формирует оценку вектора состояния, в результате чего производится коррекция данных, полученных от ИНС (рис. 2.25). ВЧ канал приема и первичная обработка Координаты, проекции скорости Слежение за кодом и доплеровским сдвигом несущей GNSS приемник' Фильтр Калмана Компенсация инструментальных ошибок по полученным оценкам Акселерометры и гироскопы ИНС/GNSS' Интегральный фильтр Калмана Компенсация инструментальных ошибок по априорным данным ИНС Основной алгоритм БИНС Выход приемника Выход 'gnss/инс -Выход ИНС Рис. 2.25. Слабосвязанная схема интеграции данных ИНС и GNSS-приемника В этой схеме функциональное разделение подсистем может также сопровождаться их физическим разделением: приемник GNSS, ИНС и вычислитель конструктивно оформляются в виде законченных раздельных блоков, между которыми организованы соответствующие информационные связи, не требующие, как правило, высоких скоростей передачи данных. Разумеется, все три перечисленных компоненты системы могут быть размещены и в едином модуле, если это желательно по условиям функционирования комплекса. На функциональной схеме 2.25 показано, что приемник GNSS реализуется по стандартной схеме. В блоке высокочастотного приема и первичной обработки обеспечивается прием сигнала, его частотное преобразование и корреляционная обработка. Информация с корреляторов передается в контур слежения за кодом и доплеровским сдвигом несущей (более подробно эти аспекты изложены в разд. 2.2). В этом контуре вырабатываются сигналы обратной связи для захвата сигнала спутника. Выходом контура слежения является временной сдвиг кода и доплеровский сдвиг частоты несущей или соответствующие им псевдодальность и псевдоскорость. Еще раз подчеркнем, что детальное описание процесса функционирования многоканального ГЛОНАСС/GPS приемника приведено в разд. 2.2. Здесь обсуждаются лишь самые об-
щие принципы этого процесса: приемник должен обеспечить слежение за необходимым числом спутников (не менее четырех) или за всеми видимыми. Это достигается наложением нескольких каналов слежения. Информация об измеренных псевдодальностях и псевдоскоростях передается в фильтр Калмана приемника для получения навигационного решения — координат, скорости, а, в ряде случаев, и ускорения, а также поправок к эталону времени и частоты приемника. Таким образом, здесь приемник GNSS использует информацию от ИНС только для целей более надежного и быстрого восстановления захвата сигнала в случае его потери. На схеме это отражено связью выходного блока ИНС и ВЧ блока приемника. Передаваемая по этому каналу информация о вычисленных местоположении и скорости в случае потери слежения позволяет рассчитать оценки предполагаемого сдвига кода и доплеровского сдвига частоты несущей, что существенно снижает время поиска и захвата сигнала. В результате значительно снижается время восстановления работы приемника после потери сигнала. Показанная на схеме структура ИНС предусматривает возможность компенсации инструментальных ошибок измерительных элементов — гироскопов и акселерометров — по априорным данным (например, по паспортным данным системы или по запомненным значениям оценок этих ошибок при предыдущем включении). В результате, в основной алгоритм ИНС передаются корректированные показания гироскопов и акселерометров. Как уже отмечалось, основу связующего блока образует интегральный фильтр Калмана, который получает информацию о координатах и скорости от GNSS и ИНС, образует разности их показаний и на этой основе вычисляет оценки ошибок ИНС, а иногда и оценки ошибок ее чувствительных элементов. Последний факт отражен обратной связью фильтра с блоком компенсации инструментальных погрешностей. Как видно, в слабосвязанной системе навигационные параметры, так же, как и в раздельной схеме, вырабатываются независимо как в ИНС, так и в GNSS, причем, как уже отмечалось, в состав приемника включен оцениватель (как правило, фильтр Калмана). Описанная схема носит название «каскадной» в силу двух последовательно включенных фильтров Калмана. Достоинством такой схемы является высокая надежность интегрированной системы, а недостатком — взаимная корреляция ошибок оценок первого фильтра (фильтра спутникового приемника) и их отличие от белых шумов. Поступая с выхода приемника на вход второго фильтра Калмана, и являясь по отношения к нему шумами измерений, они нарушают условия оптимальной работы этого фильтра. Кроме этого, в такой схеме необходимо предпринимать меры синхронизации измерений ИНС и приемника. В литературе можно найти подразделение слабосвязанных схем на три типа: стандартную, «агрессивную» и так называемую MAGR-схему (Military Airborne GPS Receiver). Отличие «агрессивной» схемы от
стандартной заключается в том, что в ней используется информация БИНС об ускорении для экстраполяции навигационных местоопределе- ний приемника в период между спутниковыми измерениями. Упомянутая MAGR-схема фирмы Rockwell использует инерциальные измерения в контуре слежения за кодом GNSS-приемника при пропадании «захвата» в контуре слежения за несущей [2.24]. Третий вариант интеграции систем — жестко (сильно) связанная схема (рис. 2.26). В таких системах роль ИНС сводится лишь к измерению первичных параметров поступательного и вращательного движений, например, проекций кажущегося ускорения и абсолютной угловой скорости вращения объекта. По этой причине в схемах такого типа ИНС представляют собой лишь блоки инерциальных измерителей (акселерометры и гироскопы). В спутниковом навигационном приемнике GNSS приемник ВЧ канал приема и первичная обработка Слежение за кодом и доплеровским сдвигом несущей ; [Предсказанные значения псевдодальности, псевдоскорости.эфемерид положение, скорость Компенсация инструментальных ошибок по полученным оценкам Акселерометры и гироскопы Интегральный фильтр Калмана ИНС/GNSS Выход GNSS/ИНС ИНС ускорение,угловая скорость Рис. 2.26. Жестко связанная схема интеграции данных ИНС и GNSS по-прежнему присутствует ВЧ канал приема и первичной обработки и блок слежения за кодом и доплеровским сдвигом несущей, которые функционируют аналогично описанному выше варианту слабосвязанной схемы. Отличием данной структуры от предыдущих является отсутствие в составе приемника фильтра Калмана. В жестко связанной схеме и ИНС и приемник лишь обеспечивают состав измерений для общего вычислительного блока, в котором реализован единый фильтр Калмана, Измерения для фильтра в жестко связанных системах строятся по разности псевдодальностей или/и скоростей изменения псевдодальностей, определенных, с одной стороны, в ИНС по вычисленным
координатам объекта и эфемеридам спутника, и измеренных GNSS приемником, с другой стороны. Другой отличительной особенностью жестко связанной схемы является использование контурами слежения за кодом и доплеровским сдвигом частоты несущей информации о расчетных псевдодальностях и псевдоскоростях (или их приращений), поступающей от фильтра Кал- мана. Использование этой информации позволяет существенно улучшить устойчивость слежения и снизить время восстановления работы приемника в случае потери сигналов спутников. Жестко связанные системы обеспечивают большую точность решения навигационной задачи по сравнению с предыдущими системами, при этом фильтр Калмана позволяет оптимально использовать все доступные спутники. Однако наличие лишь одного фильтра Калмана приводит к потере избыточности системы, т, к, становится доступным лишь одно совместное решение, К другим достоинствам такой схемы можно отнести: • отсутствие проблемы взаимной корреляции шумов измерений и их отличий от белых шумов; • отсутствие проблемы синхронизации измерений БИНС и GNSS, т, к. используется один формирователь тактовых частот; • возможность обнаружения и отбраковки «плохих» измерений псевдодальностей по их предсказанным значениям, формируемым с использованием данных от БИНС, К недостаткам жестко связанных систем можно отнести: • необходимость разработки специальной аппаратуры потребителя (приемника); • использование сложных соотношений для измерений; • ухудшение надежности, т, к. отказ БИНС приводит к отказу системы в целом. Последний недостаток можно устранить, введя дополнительный (параллельный) фильтр Калмана, предназначенный только для приемника. Такое решение создает некоторый промежуточный вариант между слабо и жестко связанными схемами. Таким образом, основные отличия жестко связанной схемы от слабосвязанной заключаются в следующем; • использование выходной информации ИНС об ускорении в контуре слежения за кодом и доплеровским сдвигом несущей. Это позволяет сузить полосу пропускания контуров слежения и повысить быстродействие и точность настройки; • использование измерений псевдодальностей и псевдоскоростей (а не координат и скоростей) для оценивания погрешностей ИНС, Так называемые глубоко интегрированные схемы являются еще более сложными и менее гибкими с точки зрения организации их структуры, имеют жесткую организацию связей и единый выход (рис, 2,27), Все оценки производятся в интегральном фильтре Калмана, a GNSS- приемник еще более упрощается, В этой схеме он состоит только из
ВЧ канала приема и первичной обработки, который включает высокочастотный приемный тракт, генератор кода, корреляторы и схему захвата. Выходы корреляторов являются входами для интегрального фильтра Калмана, где вычисляются не только ошибки ИНС, но и оценки пседодальностей и псевдоскоростей, которые передаются в приемник для улучшения характеристик захвата сигнала. Таким образом традиционные контуры слежения за кодом и доплеровской частотой сдвига несущей оказываются включенными в общий интегральный фильтр комплексной системы, В такой схеме фильтр должен обладать двадцатым-сороковым порядком, и для его реализации требуется БЦВМ с высоким быстродействием. V GNSS приемник ВЧ канал приема и первичная обработка Предсказанные значения псевдодальности и псевдоскорости Компенсация инструментальных ошибок Акселерометры и гироскопы Выход iHHC/GNSSIGNSS/ИНС L Интегральный фильтр Калмана ИНС Рис. 2.27. Функциональная схема глубоко интегрированной системы Все перечисленные схемы комплексирования GNSS и ИНС (кроме первой) получаемые на выходе фильтра Калмана оценки инструментальных погрешностей ИНС (ошибки смещения нулей гироскопов и акселерометров, ошибки масштабных коэффициентов и т.д.) используют для коррекции инерциальных датчиков. Поэтому при перерывах поступления данных с приемника полученные ранее оценки ошибок ИНС и ее измерительных элементов позволяют улучшить точностные характеристики ИНС в автономном режиме, В табл. 2.11 суммированы основные особенности перечисленных схем комплексных систем. Первые три из приведенных структур интегрированных систем могут быть реализованы с использованием существующих спутниковых приемников, инерциальных систем и вычислителей. Вместе с тем, слабо и, в первую очередь, жестко связанная схемы для более полного использования открывающихся возможностей комплексирования требуют создания специализированных датчиков инерциальных и спутниковых
Таблица 2.11. Сравнительные характеристики комплексных систем разной архитектуры Тип системы Раздельная Слабосвязанная Жестко связанная Глубоко интегрированная Основные качества Избыточность, ограниченность ошибок оценок местоположения и скорости, наличие информации об ориентации и угловой скорости, высокая скорость выдачи информации, минимальные изменения в бортовой аппаратуре. Все перечисленные качества раздельных систем плюс более быстрое восстановление слежения за кодом и фазой сигналов GNSS, выставка и калибровка БИНС в полете, как следствие — повышенная точность в отсутствии GNSS-сигнала. Дальнейшее улучшение точности и калибровки, повышенная устойчивость слежения за GNSS-сигнала- ми при динамических маневрах, повышенная помехозащищенность. Достоинства: единый фильтр устраняет проблему «каскадного» включения фильтров, компактность, пониженные требования по энергообеспечению. Недостаток: вектор состояния содержит до 40 компонент, и фильтр трудно реализуем; необходимость разработки специальных датчиков. систем, изготовленных на одной технологической и конструктивной базе. Это позволяет получить БИСУ меньших габаритов, массы, энергопотребления. Последняя из рассмотренных схем — глубоко интегрированная — в обязательном порядке требует разработки специальных приемников и вычислителей. При этом могут быть использованы самые передовые технологии, например, микромеханические датчики. Список литературы к главе 2 2.1. http://www.glonass-ianc.rsa.ru 2.2. Веремеенко К. К., Красильщиков М.Н. и др. Управление и наведение беспилотных маневренных летательных аппаратов на основе современных информационных технологий / Под ред. Μ. Η. Красильщикова и Г. Г. Себрякова. - М.: Физматлит, 2003. - 280 с. - ISBN 5-9221-0409-8. 2.3. Шебшаевич В. С. и др. Сетевые спутниковые радионавигационные системы // Радио и связь. — 1993. 2.4. Соловьев Ю.А. Системы спутниковой навигации. — М.: Эко-Трендз, 2000. 270 с. 2.5. Соловьев Ю.А. Спутниковая навигация и ее приложения. — М.: Эко- Трендз, 2003. - 326 с: ил.
2.6. Turner D.A. Global Positioning System. Current status and modernization efforts. UN/USA Workshop. Use and applications of GNSS. 1-5 April 2002, Santiago, Chile. 2.7. GPS World, 2001, April. P. 48-53. 2.8. GPS World, 2001, July. P. 9,38-45. 2.9. PKT, 2001. 38. С 6 2.10. European Commission, Information note, 2002. 2.11. GPS World, 2001, September. 2.12. Spaceflight, 2000, May. 2.13. Spaceflight, 2001, January. 2.14. Space Policy, 2001, 16. 2.15. Financial Times, 2002, March 27. 2.16. High-lights in Space, 2001, UN, N.Y., 2002. 2.17. Новости космонавтики. 2001. 7. 2.18. Поваляев А. А. Спутниковые радионавигационные системы: время, показания часов, формирование измерений и определение относительных координат. М.: Радиотехника, 2008. 2.19. Глобальная спутниковая навигационная система ГЛОНАСС / Под ред. В.Н.Харисова, А.И.Перова, В. А. Болдина. - М.: ИПРЖР, 1998 2.20. Голован Н.А., Парусников С. Α., Трубников Н.Б., Вавилова А. А. Математические модели и алгоритмы обработки измерений спутниковой навигационной системы GPS. Стандартный режим. М.: МГУ, 2001. 2.21. RTCM recommended standards for differential GNSS (Global Navigation Satellite System) service, version 2.2, January 15, 1998. (RTCM PAPER 1198/SC104STD). 2.22. Federal Radionavigation Plan. MOT & MOD. USA, 1994. 2.23. Веремеенко К. К., Тихонов А. В. Навигационно-посадочный комплекс на основе спутниковой навигационной системы // Радиотехника, 1996. № 1. С. 94-99. 2.24. Phillips Я., Schmidt G. GPS/INS Integration/ - AGARD Lecture Series on «System Implementations and Innovative Applications of Satellite Navigation», Paris, France, 4-5 July, 1996. - LS-207. P. 9-1-9-18.
Глава 3 БЕСПЛАТФОРМЕННАЯ ИНЕРЦИАЛЬНАЯ НАВИГАЦИОННАЯ СИСТЕМА КАК ИНФОРМАЦИОННОЕ ЯДРО ИНТЕГРИРОВАННОГО БОРТОВОГО КОМПЛЕКСА БПЛА В последние десятилетия инерциальные навигационные системы (ИНС) стали одними из основных средств навигации на большинстве видов подвижных объектов. Наиболее востребованными и привлекательными для беспилотных летательных аппаратов являются бесплатформенные инерциальные навигационные системы (БИНС). Вопросам построения этих устройств посвящена обширная литература, как отечественных авторов, так и зарубежных. Далеко не полный перечень источников приведен в конце главы [3.1,3.8] Учитывая это и принимая во внимание ограниченность объема настоящей монографии, цель настоящей главы — дать уже подготовленному читателю необходимый набор сведений для понимания роли бесплатформенных инерциальных навигационных систем в составе бортовых комплексов и особенностей функционирования самих комплексов с учетом специфики БИНС. 3.1. Принципы построения и функциональные схемы БИНС Перед другими навигационными системами ИНС имеет такие преимущества, как: • высокая информативность и универсальность применения (ИНС определяет всю совокупность пилотажно-навигационных параметров, необходимых для управления ЛА), • полная автономность действия, • высокая помехозащищенность, • возможность высокоскоростной выдачи информации (до 100 Гц и выше). Так называемые бесплатформенные ИНС (БИНС), которые не используют для стабилизации своих инерциальных датчиков таких сложных и дорогостоящих технических устройств как гиростабилизирован- ные платформы, особенно интенсивно развивались в последнее время.
К числу потенциальных преимуществ БИНС по сравнению с платформенными ИНС можно отнести: • меньшие размеры, массу и энергоемкость; • существенное упрощение механической части системы и ее компоновки и, как следствие, повышение надежности системы; • отсутствие ограничений по углам разворота; • сокращение времени начальной выставки; • универсальность системы, поскольку переход к определению тех или иных параметров навигации осуществляется алгоритмически; • упрощение решения задачи резервирования и контроля работоспособности системы и ее элементов. В основе принципа функционирования любой ИНС лежит использование законов Ньютона для определения координат, проекций скорости и угловой ориентации объекта. Согласно второму закону Ньютона абсолютное ускорение центра масс материального тела можно выразить через равнодействующую всех приложенных к телу сил F и массу этого тела т: ρ о = —. (3.1) т Силу F можно представить в виде суммы двух сил: суммы всех действующих на тело активных сил FaKT (силы тяги, аэродинамических сил, сил, создаваемых органами управления, и пр.) и сил гравитационного взаимодействия G тел. С учетом такого представления уравнение (3.1) примет вид: ■Ракт + G а = . (3.2) т Отношение FaKj/m, представляющее собой удельную активную силу, называют кажущимся ускорением и в теории инерциальной навигации обычно обозначают вектором η [3.1,3.2]. Отношение G/m является гравитационным ускорением объекта grp(R), определяющимся геопотенциалом в данной точке, величина которого, в свою очередь, является функцией геоцентрического радиус-вектора местоположения. Абсолютное ускорение объекта выражается через вторую производную геоцентрического радиус-вектора местоположения R: d2R η ъ a=w. (3.3) Подставляя соотношения (3.2), (3.3) в уравнение (3.1) с учетом введенных выше обозначений получим: ^=n+grp(R). (3.4) Полученное векторное уравнение (3.4) называется основным уравнением инерциальной навигации и служит основой для разработки функциональных алгоритмов всех типов ИНС. Это уравнение позволяет определять радиус-вектор местоположения R (а, следовательно,
координаты объекта) и его производные (а, следовательно, скорости и ускорения объекта) на основе информации о векторах η и grp(R). Вектор кажущегося ускорения η может быть измерен тремя ортогонально расположенными акселерометрами. Гравитационное ускорение grp(R) обычно задается в виде известной функции от радиуса-вектора R для конкретного вида используемой модели фигуры Земли. Представляя уравнение (3.4) в форме Коши, можно записать: ■£ = η + дгр (R), (3.5) где V — вектор абсолютной скорости движения летательного аппарата. При рассмотрении векторных уравнений (3.5)-(3.6) в некоторой системе координат, вращающейся с угловой скоростью Ω, производные векторов V и R в можно представить в следующем виде: dV dV Л -ι- = -Τ- +Ωχ V. dt dt (3.7) dR dR „ n где dR/dt и dV /dt — локальные производные от векторов R и V, взятые в базисе, вращающемся с угловой скоростью Ω. Вектор Ω абсолютной угловой скорости координатного трехгранника в общем случае выбирается при проектировании системы в соответствии с предъявляемыми к ней требованиями. Подставив производные (3.7) в систему (3.6) получаем: —- = -Ω χ V + η + дгр (R), dt (3.8) ^=-QxR + V, at Если определять не вектор абсолютной скорости движения ЛА V, а вектор относительной скорости U, то основное уравнение навигации надо представлять с учетом следующего соотношения: U = V - и χ R, (3.9) где и — вектор угловой скорости вращения Земли, модуль которого равен и = 15,0407 град/ч = 7,292116 · Ю-5 1/с; U - вектор, определяющий скорость движения относительно Земли; V — вектор абсолютной скорости движения ЛА; R — вектор положения объекта (геоцентрический радиус-вектор точки места ЛА).
Подставляя это соотношение в (3.6), можно записать основное уравнение инерциальной навигации в форме Коши в следующем виде: dU — = -uxU + n + g, fR (3.10) —- =и χ R + U, at где д = дГр{Я) — и χ (и χ R) — вектор градиента поля силы тяжести (при выводе было принято du/dt = 0, т. к. вектор угловой скорости вращения Земли известен с высокой точностью). Система (3.10) позволяет определять местоположение и относительную скорость в инерциальной системе координат. Для получения этой информации во вращающемся базисе необходимо воспользоваться соотношениями (3.7), как это было проделано выше. При этом производная вектора U будет иметь вид: dU dU TT . , , -dT = ^+QxU- (ЗЛ1) где dU/dt — как и ранее, локальная производная от вектора U, взятая в базисе, вращающемся с угловой скоростью Ω. С учетом такого представления локальных производных векторов U (3.11) и R (см. соотношения (3.7), второе выражение) основное уравнение инерциальной навигации можно записать в форме, обеспечивающей вычисление относительной скорости U и местоположения R в системе координат, вращающейся с угловой скоростью Ω: dU ._ . _. — = - (Ω + и) χ U + η + д, dt (3.12) ^ = (и - Ω) χ R + U. dt Приведенные здесь векторные системы уравнений (3.5), (3.6), (3.8), (3.10), (3.12) могут служить основой для синтеза функциональных алгоритмов БИНС различного назначения. Та или иная векторная форма выбирается для получения скалярного эквивалента функциональных алгоритмов, служащего для разработки численных алгоритмов БИНС. Скалярный вид основного уравнения инерциальной навигации определяется, прежде всего, выбранным навигационным базисом, т.е. базисом, в котором определяются основные навигационные параметры — координаты и проекции скорости. В свою очередь выбор навигационного базиса определяется типом летательного аппарата, особенностями его траекторного движения, характером решаемых задач. Так, в космических приложениях, когда аппарат совершает орбитальное движение, наиболее удобно вести решение в инерциальной систем координат и в качестве основы для разработки функциональных алгоритмов БИНС следует взять векторную систему урав-
нений (3.5), (3.6). При этом позиционную информацию получают в форме декартовых прямоугольных координат, скоростную — в форме проекций абсолютной скорости на выбранные инерциальные оси, а информацию об ориентации — в виде соответствующей матрицы ориентации или трех углов ориентации ЛА относительно выбранного базиса. Для БИНС летательных аппаратов, совершающих движение в атмосфере Земли (в том числе беспилотных маневренных ЛА), наиболее часто используются системы координат с базовой плоскостью местного горизонта и определенной ориентацией горизонтальных осей в азимуте. Под ориентацией осей в азимуте понимается возможность их ориентации либо по странам света, когда две горизонтальных оси направлены в восточном и северном направлении, либо свободная и полусвободная ориентация, когда горизонтальные оси, первоначально выставленные в определенном направлении, в дальнейшем вращаются с определенной угловой скоростью (Ωζ = 0 в первом случае и Ωζ = u sin φ во втором). При этом позиционную информацию определяют широтой, долготой и высотой, измеренными на эллипсоиде Красовского СК-42 [3.1] или на эллипсоиде международной системы WGS-84 (World Geodetic System 84) [3.3], скорость определяют проекциями на восточную, северную и вертикальную оси, если в качестве навигационной системы выбрана система с ориентацией осей по странам света, или проекциями на оси горизонтного базиса с иной ориентацией. Ориентация при этом определяется углами крена, тангажа и истинного курса. Обобщенные функциональные схемы БИНС приведены на рис. 3.1 и 3.2. На рис. 3.1 показана обобщенная структура системы, работающей в инерциальной системе координат. Информация с блока гироскопов (БГ) в виде проекций вектора угловой скорости ΩΒ на связанные БА БГ пв пв БП , 1 А АО НА Рис. 3.1. Обобщенная блок-схема БИНС, работающей в инерциальной системе координат с ЛА оси используется в алгоритме ориентации (АО) для формирования матрицы А направляющих косинусов между связанными и инерци- альными осями. Данные с блока акселерометров (БА) в виде проекций вектора кажущегося ускорения пв на связанные с ЛА оси в блоке пересчета (БП) пересчитываются к инерциальным осям с использованием полученной матрицы ориентации. Вычисленные проекции кажущегося ускорения на инерциальные оси (полученный вектор п;)
передаются в блок решения навигационного алгоритма (НА), векторная форма которого задана системой (3.6). Выходные параметры БИНС в этом случае представляются инерциальными декартовыми координатами радиус-вектора местоположения Rj = [Xi,Yj,Zj]t, проекциями абсолютной скорости движения Vj = [Vxi,Vyi,Vzi]t, а также матрицей ориентации ЛА в выбранной инерциальной системе координат А. Естественно, что при необходимости из матрицы ориентации А могут быть получены углы ориентации ЛА относительно осей инерциальной системы координат. Вторая типовая схема построения БИНС представлена на рис. 3.2. Этот вариант реализует алгоритм системы, работающей во вращающейся (наиболее часто — горизонтальной) системе координат. БА БГ nG БП , Пп С АО НА С ' ВУ _ * 1 Rg Vg Углы ориентации Рис. 3.2. Обобщенная блок-схема БИНС, работающей во вращающейся системе координат Как и в предыдущем случае информация с БГ в виде проекций вектора угловой скорости ΩΒ на связанные с ЛА оси используется в АО. Однако на этот раз определяется матрица С направляющих косинусов между связанными осями и осями, которые вращаются с угловой скоростью Ωο. Это приводит к необходимости модифицировать алгоритм ориентации и привлечь для его реализации вычисленные в НА проекции вектора Ω<3, что отображено на схеме дополнительной связью. Информация с БА в виде проекций вектора кажущегося ускорения пв на связанные с ЛА оси передается в БП для приведения к навигационным осям с использованием полученной матрицы ориентации С. Вычисленные проекции (полученный вектор па) передаются в блок решения НА, векторная форма которого задается системой (3.8) или системой (3.12), в зависимости от вида определяемой скорости. На выходе БИНС формируется радиус-вектор местоположения ЛА Rg, вектор скорости Vg = [Vxg,Vyg,Vzg], a также углы ориентации ЛА. В частном случае, когда в качестве навигационного базиса выбран го- ризонтный ориентированный по странам света трехгранник, на выходе системы будут сформированы географические координаты радиус-вектора местоположения Rg = [φ,λ,Η], проекции относительной скорости движения Ug = [Un,Ue,Uz], а также углы ориентации ЛА в географической системе координат — истинный курс ψ, тангаж υ и крен -у.
В обоих рассмотренных вариантах, которые можно считать типовыми, показания акселерометров предварительно приводились к осям навигационного базиса (инерциального или вращающегося). Можно предложить алгоритмы, когда ведется прямое интегрирование показаний акселерометров в связанных с ЛА осях. Однако, в этом случае потребуется большая скорость обработки навигационных данных, поскольку угловое движение беспилотных маневренных ЛА рассматриваемых классов является достаточно динамичным и, как следствие, проекции вектора кажущегося ускорения η на связанные с ЛА оси меняются быстро (угловые скорости могут достигать 360 °/с). В приведенных выше схемах эта проблема в известной степени снимается за счет проецирования вектора кажущегося ускорения на навигационный базис, т. к. угловая скорость этого базиса существенно меньше, чем связанного, и проекции вектора η на нем меняются с меньшей скоростью. Тем не менее, учитывая бурное развитие вычислительных средств, схема прямого интегрирования показаний акселерометров может быть реализована, хотя в настоящее время серийно подобные БИНС не выпускается. 3.2. Алгоритмы функционирования БИНС в различных системах координат и в различных параметрических пространствах Учитывая сказанное выше, ниже приведены два варианта построения алгоритмов БИНС. Первый соответствует схеме, представленной на рис. 3.2, второй — схеме 3.1. Алгоритм БИНС, работающей в географической системе координат. Рассмотрим алгоритм БИНС, определяющей географические координаты ЛА — широту ф, долготу λ, высоту h, северную Un, восточную Ue и вертикальную Uz проекции его относительной скорости, а также углы ориентации курс ψ, крен 7, тангаж υ. Алгоритмы такого типа широко используются в БИНС авиационного применения, в том числе и для беспилотных аппаратов. Определим навигационный географический координатный трехгранник Oxyz с ортами гв, jc, г, для которого ось Oz (ортг) направлена по внешней нормали к поверхности эллипсоида Красовского, ось Оу (opTjc) — по меридиану на север, и ось Ох (ортгв) — на восток (рис. 3.3). Учитывая предшествующие рассуждения и характер выходной информации рассматриваемой БИНС, ниже приводится наиболее общий алгоритм бесплатформенной инерциальной навигационной системы, определяющей проекции относительной скорости на горизонтальную (северная и восточная проекции) и вертикальную оси, широту, долготу, высоту, углы крена, тангажа и истинного курса. Функциональный алгоритм БИНС можно укрупнено разделить на две взаимозависи-
мые части: навигационный алгоритм, в котором определяются проекции скоростей и координаты, и алгоритм определения параметров ориентации, который вычисляет матрицы ориентации чувствительных элементов в пространстве и углы ориентации ЛА в горизонтальной системе координат. Запишем векторные уравнения системы (3.12) в осях выбранного базиса is, jn, г. При этом представим в координатной форме векторы, входящие в первое уравнение (3.12): U = iBUE + jcUN + rUz η = ienx + jcny + rnz, (3.13) Рис. 3.3. Географический навигаци онный трехгранник ется в виде: Ωο = и + φ + λ, где пх у.ζ — проекции вектора η на оси базиса гв, jc, r. Вектор абсолютной угловой скорости выбранного навигационного трехгранника Ωα представля- (3.14) где ф, λ — скорости изменения координат φ и λ. В координатной форме соотношение (3.14) имеет вид: Ωο = —ίβφ + jc (и+ λ J cos φ + г (и + λ J sin φ. (3.15) Введем обозначения для относительных угловых скоростей и проекций угловой скорости вращения Земли (3.16) <+>х = —ф, uiy = λ cos φ, ωζ = λ sin φ, иу = и cos ψ, uz = и sin φ. Тогда входящая в первое уравнение (3.12) векторная сумма Ω + и может быть представлена в виде: (Ω + и) = ίβωχ + jc (ujy + 2иу) + r (ωζ + 2uz) (3.17) Ось ζ выбранного базиса направлена по нормали, опущенной из точки места объекта А к поверхности земного эллипсоида, и пересекает эту поверхность в точке В. Определение ориентация этой оси связано с необходимостью ввести представление о модели фигуры Земли. В качестве такой модели в нашей стране используют двухосный эллипсоид вращения с параметрами, полученными Φ. Η. Красовским. К основным параметрам можно отнести большую полуось земного эллипсоида (радиус земного экватора) а = 6378245 м; малую полуось
земного эллипсоида Ъ = 6356863 м; квадрат эксцентриситета эллипсоида 2 ι 2 е2 = α ~ = 0,0066934216. а1 Используя математическое описание этой модели, величины ωχυζ можно выразить через линейные скорости движения точки А и радиусы кривизны нормальных сечений эллипсоида [3.2]: Uc UB ωχ = гт> ων = ;—. ujz=uytgip, (3.18) Ρι+h P2+P где pi — радиус кривизны меридионального сечения эллипсоида (плоскость сечения определена векторами г, jc)', Рч — радиус кривизны сечения эллипсоида плоскостью, определяемой векторами г и %е (плоскость первого вертикала); h — высота полета над поверхностью Земли. Величины /Э|,2 выражаются следующим образом: р, =а(1-е2)(1-е28тУГ3/2, ^ М ,/2 (3.19) /ι 2-2 \~[/2 Р2 = а {1 — е sin φ) При направлении оси ζ по нормали к поверхности эллипсоида справедливо соотношение: h = Uz. (3.20) Для скалярной записи системы (3.12) представим в координатной форме вектор д, входящий в первое уравнение системы (3.12): 9 = iB9x+Jc9y + rgz (3.21) Детерминированная математическая модель существует только для нормальной составляющей поля силы тяжести, которое соответствует земному эллипсоиду с равномерным распределением масс в объеме этой фигуры. Градиент этого поля в любой точке, принадлежащей поверхности эллипсоида, направлен по нормали к ней и расположен в плоскости меридионального сечения. Поскольку точка места ЛА (точка А) не принадлежит поверхности Земли, то, строго говоря, вектор градиента нормального поля силы тяжести в этой точке не будет направлен по линии нормали, опущенной из нее к поверхности земного эллипсоида (ось ζ). Вместе с этим этот вектор будет расположен в плоскости меридиана точки А, т.е. в плоскости, определяемой векторами и, г. Тогда соотношение (3.21) принимает следующий вид: 9 = Jc9y + rgz- (3.22) ий дул с точностью до членов порядка е' можно получить, используя потенциальную функцию нормального по Выражения для проекций gy-z с точностью до членов порядка е5
ля тяготения земного эллипсода в виде [3.1]: 9угр 9ζτη 1 29с + — (е2 — 5q) + qp2 sin2 φ a v ' sin 2φ, \-2^-(e2 + 2q-3^)^+ а \ а/ а '[-(5q-e2)-l-e* + ^qe4(3e> ■5?) 1 9.4 ^2/^2 -qe sin φ+-β 1-е 7cHsin22^l, (3.23) sin φ- где де = 9,78049 м/с2 — ускорение силы тяжести на экваторе; q = (и2а)/де = 0,00346775 — отношение центробежной силы от вращения Земли к силе тяжести на экваторе; и = 15,0407 град/ч — угловая скорость вращения Земли. В формулах (3.23) принято, что h/a и е2, что соответствует высотам, характерным для авиационных объектов и беспилотных ЛА. Эти формулы могут быть упрощены, если в них сохранить лишь члены порядка е2. Тогда ду = 0; gz = —де [l — 2(h/a) + (1/2) (5q — е2) sin2 φ]. Следует иметь в виду, что для перехода к проекциям ускорения силы тяжести к выражениям (3.23) необходимо добавлять компоненту от центростремительного ускорения, обусловленного вращением Земли, в соответствии с (3.10). Воспользовавшись (3.16) и (3.18), получим следующую систему дифференциальных уравнений, решение которой позволяет найти координаты φ и λ: Ф=—,> к = 7 ^ · (З·24) β: + η [р2 + п) cos φ Функции \/{p\+h) и \/(p2 + h) с точностью до членов порядка е5 можно представить в следующем виде: 1 p{+h h а ° 2 · 2 -е sin φ ,h >h 2e2- + 3e2-sin'</? + a a a + e4 ( 1—3 sin φ + — sin4 φ (3.25) p2 + h h a '2-2 -e sin φ + + e — sin ψ+ a 4/1.2 3 + e I 4 sm Ψ ~ g sin2 ψ
Если в формулах (3.24) и (3.25) сохранить лишь члены порядка е2, то они примут вид: 1 Pi+h 1 1 1 02 h ■ е" а h а 3 2 . 2 — е sin φ 1 2 · 2 — е sin ^ (3.26) pi + h Стоит отметить, что использование упрощений (3.26) может привести к погрешностям, соизмеримым с погрешностями высококачественных гироскопических измерителей, используемых в БИНС. С учетом приведенных выше соотношений скалярный эквивалент векторной системы (3.12), позволяющий вычислять составляющие вектора скорости ЛА в географической системе координат, можно записать: d dt Ub UC Uz 0 (ωζ + 2uz) - (ωζ + 2uz) 0 (uiy + 2uy) —ωχ - {wy + 2uy) ux 0 UB Uc Uz + + nx Пу nz + 9χ 9y 9z (3.27) где wx.y.z — проекции вектора угловой скорости географического базиса относительно Земли (3.18); uVtZ — компоненты вектора угловой скорости Земли (3.16); ηΧΛιΖ — компоненты вектора кажущегося ускорения, измеренные акселерометрами; gx.y,z — компоненты вектора градиента нормального поля силы тяжести (3.23). Входящие в выражения (3.18) радиусы кривизны земного эллипсоида могут быть вычислены через свои обратные функции по (3.25), (3.26) или непосредственно по формулам [3.2]: Д,= о(1 -е2) (1 е2 sin Ψ) 3/2 + h, R2 = ί( e2 sin + h, Ψ) (3.28) первый эксцен- где α — большая полуось эллипсоида Красовского; е триситет эллипсоида Красовского (см. выше). Проекции угловых скоростей вращения географического базиса относительно Земли в географической системе координат с учетом (3.28) выразятся: Uc UB ωζ Ub tg φ. (3.29) Я,' ~у R2' ~* Д2"07" Проекции угловой скорости вращения Земли определены в соответствии с (3.16): иу — ucos φ, uz = usin ψ, (3.30)
модуль угловой скорости вращения где и = 7,292116 · 10"5 с"' Земли. Алгоритм вычисления координат местоположения и высоты ЛА по направлению нормали до поверхности земного эллипсоида определяется уравнениями: άφ d\ Έ~~ωχ' ~dl COS φ i="- (3.31) Алгоритм вычисления проекции ускорения силы тяжести Земли можно представить в следующем виде (с точностью до величин порядка е4) [3.1,3.2]: 9х = О, ду = до sin(2^) f[.+f'°2")+l(i-2' -50 1 - — sin2 φ + q ί 1 + ^ sin2 φ ) + + e4 I -- sin2 φ + — sin2(2^)J + e2q h 9 , 9 ,. hq , , „ 9 . 2h 2>h2 + -e2(3sin2^- 1) + — (-1 -6sin2^) + — (3.32) ^sin2^-Asin2(2^ + где q — введенное ранее отношение центробежной силы, возникающей вследствие вращения Земли, к силе тяжести на экваторе (q = 0,00346775); до — ускорение силы тяжести на экваторе {до = 9,78049 м/с2). Совокупность соотношений (3.27)-(3.32) представляет собой навигационный алгоритм БИНС. Для построения полного функционального алгоритма БИНС алгоритм определения навигационных параметров дополняется алгоритмом определения параметров ориентации. Алгоритм определения ориентации служит для решения двух основных задач: • определение взаимной ориентации ортогонального базиса, образованного измерительными осями акселерометров, и базиса, используемого в качестве навигационного (в нашем случае географического), а также для пересчета показаний акселерометров в навигационный базис (первая задача); • определение угловых параметров ориентации — углов курса (рыскания), тангажа, крена (вторая задача). Без решения первой задачи невозможно определение местоположения и скорости ЛА с помощью БИНС. В этом смысле этот алгоритм является ключевым в структуре БИНС. Решение второй задачи необходимо для управления ЛА и наведения его на цель в горизонтной системе координат.
Алгоритм определения параметров ориентации БИНС можно представить в виде четырех субалгоритмов: /. Алгоритм определения начальной матрицы ориентации. Здесь вычисляются начальные значения элементов матрицы направляющих косинусов, определяющей взаимное положение связанной с ЛА и географической систем координат. Алгоритм используется при начальной выставке БИНС на Земле. Выставка осуществляется методом векторного согласования по измерениям двух неколлинеарных векторов измерительными элементами БИНС (акселерометрами, гироскопами) — вектора абсолютной угловой скорости вращения ВС, равного угловой скорости вращения Земли и, и вектора ускорения свободного падения д. Выставка в условиях движения представляет собой существенно более сложную задачу, поскольку два опорных вектора — угловой скорости вращения Земли и и вектора ускорения свободного падения д, — в этом случае не будут отражать условий движения аппарата. Учитывая ограниченность объема книги, алгоритмы выставки, представляющие собой самостоятельную большую задачу, здесь не рассматриваются, заинтересованные читатели могут обратиться к специальной литературе, например, [3.4]. 2. Алгоритм вычисления матрицы взаимной ориентации базиса, связанного с ЛА, и географического. Этот алгоритм может быть построен несколькими существенно различными способами, выбор которых определяется особенностями гироскопов БИНС и спецификой конкретной навигационной задачи. Наиболее часто используются следующие два способа. Первый способ базируется на решении матричного модифицированного уравнения вращения Пуассона: dC_ ~dt 0 Ωζ -Ω„ -Ω2 0 Ω. Ω, -Ω, 0 C + C 0 Ω3 -Ω2 -Ω3 0 Ω, Ω2 -Ω, 0 (3.33) где ΩΙι3ΛΖ — проекции абсолютной угловой скорости вращения географической системы координат, определяемые следующим образом: Ώ,χ=ωχ, Qy — ων + иу< Ωζ =ωζ + ηζ, (3.34) Ω|,2,3 — абсолютные угловые скорости ЛА, измеряемые гироскопами, установленными жестко на его корпусе. Второй подход при построении алгоритма ориентации базируется на использовании промежуточных параметров ориентации. При создании БИНС наиболее часто в качестве таковых используются параметры Родрига-Гамильтона (кватернионы). Матрица пересчета из связанной в географическую систему координат получается путем перемножения двух матриц, из которых одна пересчитывает из связанных в инерци- альные оси, вторая — из инерциальных в географические. Каждая из двух матриц вычисляется на основе параметров Родрига-Гамильтона,
которые, в свою очередь, определяются численным алгоритмом второго порядка, построенном на основе метода последовательных приближений Пикара: С = ВТА, 1 - 2(А| + А§) 2(λ,λ2-λολ3) 2(λ,λ3 + λ0λ2) 2(λ,λ2 + λολ3) 1 - 2(А? + А§) 2(λ2λ3-λ0λ,) 2(λ,λ3-λ0λ2) 2(λ2λ3 + λ0λ,) 1 - 2(Д2 + Α|) (3.35) где Лк+0 Лк+0 Лк+0 Лк+l) λ (к) i(k), №. iW. Лк), A^e/8 - 0,5(λ^ Δ& + \\ч Δβν + λ^Δ/?2), Лк) ли. Лк) (к), v(fc). λ^ - \\че/& " 0,5(\(0κΆβχ + \ГА0у + \\ЧΔβζ) Лк) Лк), Лк) \\ч - Xf'e/8 - 0,5(А^;А/?г + \κ0Άβυ + К'Δβζ) (к), Лк). Лк) Лк), Лк) (к). Лк). Ч ~ Ч е/8 - 0,5(4κ,Δβχ + \\>Δβν + λ^;Δ/?2) е = Αβ2χ + Δ/?* + Δ/322, ifc+i Δβχ Ω,ώ, Δβν Q2dt, Αβζ Q3dt, Δ.βχ,Δ.βν,Δ.βζ — приращения интегралов от проекций абсолютной угловой скорости поворота объекта на оси чувствительности гироскопов (показания гироскопов БИНС, измеряющих не проекции угловых скоростей, а приращения углов поворота вокруг своих осей чувствительности), В \-2{μ\+μ\) 2(μ,μ2-μ0μ3) 2(μ]μ3+μομ2) 2(μιμ2+μομ3) 1 - 2(μ2 + μ\) 2(μ2μ3-μ0μ,) 2(μ,μ3-μ0μ2) 2(μ2μ3 + μ0μ,) 1 - 2(μ2 + μ|) μ^ ,,(k+l) (к) ,,{к) (к) μ2 (к) μ'3 0,5(μ^Ω, + μ? ]Пу + μ^η^άί, Ο,δ^Ωζ + μ^ ]Пу + ^k)ilz)dt, 0,5(μ^Ω, + μ^Ω,, + μ^Ω2)ώ, Ο,δ^Ω,+μ^Ω,,+μ^Ω^ί, где Ω3.,Ω3/,ΩΖ — проекции абсолютной угловой скорости географического базиса на его оси (3.33).
К преимуществам этого метода построения матрицы ориентации относится гарантированная ортогональность матрицы ориентации, вычисленной по соотношениям (3.35). Кроме этого, практика показывает, что вычисление с использованием параметров Родрига-Гамильтона дает наименьшие вычислительные затраты по сравнению с другими методами при условии обеспечения одинаковых точностных характеристик. Вместе с тем, определение матрицы С через параметры Родрига-Гамильтона приводит к необходимости решения двух однотипных систем линейных дифференциальных уравнений четвертого порядка каждая. 3. Алгоритм вычисления угловых параметров ориентации ЛА относительно географической системы координат (вычисление истинного курса ф, крена -у, тангажа ϋ): ■в = arcsin (C31) = arccos I J \ - С|, ] 7 = arcsm -сзз .Ф b3i arccos С32 ^ -31 (3.36) ψ = arcsin -с\\ ,\А^ arccos C2I ,\/гг^Т где Cij — элементы введенной выше матрицы С. Следует отметить, что приведенные соотношения (3.36) для углов курса ψ (изменяется в диапазоне от 0 до 360°) и крена 7 (изменяется в диапазоне от -180° до +180°) дают лишь главные значения функций «arcsin» (диапазон -90°.. .+90°) и «arccos» (диапазон 0.. .+180°), и для получения истинных значений этих углов на основе (3.36) требуется определить квадрант, в котором располагается значение соответствующего угла. 4. Алгоритм пересчета сигналов, полученных с акселерометров, в географическую систему координат для использования в навигационном алгоритме (3.27): Ν, С\\ С1\ съ\ С12 С|3 С22 С23 С32 Сзз iV, Ν2 Ν3 (3.37) Приведенная совокупность соотношений (3.27)-(3.37) представляет собой замкнутую систему уравнений, достаточную для решения навигационной задачи БИНС и определения параметров ориентации ЛА. Совокупность любого из приведенных уравнений определения матрицы С и углов курса, крена и тангажа образуют алгоритм ориентации
БИНС. Выбор конкретного алгоритма определения матрицы С зависит от поставленной задачи и доступных ресурсов. Алгоритм БИНС, работающей в инерциальной системе координат. В этом варианте БИНС определяются координаты в инерциальной системе координат OXYZ, ось OZ которой направлена по полярной оси в сторону северного полюса, а оси ОХ и OY располагаются в плоскости экватора. В этом случае для синтеза алгоритма БИНС целесообразно воспользоваться векторными уравнениями (3.5), (3.6), скалярный эквивалент которых принимает вид: dVx dt пх + ffa dRx dVy -ΊΓ=ην+9ν> dVz dt nz + gz (3.38) dt Vx dJriy ~dT Vy, dRz dt Vz где Rx,Ry,Rz — координаты в выбранной инерциальной системе координат; пх, ny,nz£x, gy,gz — проекции кажущегося и гравитационного ускорений на те же оси, причем: пх Пу nz 9х 9У 9z = = Аи А]2 Л,3 А2] Л 22 А2з Аз\ А32 А3з В[[ В2] Вз\ В [2 Вчч Вз2 В[3 В23 Взз П] п2 пз ffxrp 9ур 9zrp здесь gxrp, gyrp,gzrp — проекции вектора гравитационного ускорения (3.23) на оси географического базиса; матрица А определяется, например, из решения уравнений Пуассона dA ~dl АЩ, где [Ω] — матрица измеренных гироскопами угловых скоростей ЛА, а матрица В строится следующим образом: [Ω] О -Ω3 Ω2 Ω3 0 -Ω, -Ω2 Ω, 0 Β — sin Λ — cos Λ sin Φ cos Λ cos Φ cos Λ — sin Λ sin Φ sin Λ cos Φ 0 cos Φ sin Φ
где л j. Rz A · ^Ж R Φ = arctg—— ·, Л = arcsin—, = arccos— ,j - —, y/Rl+Rl y/Rl + Щ, ^Rl + R\ причем истинное значение координаты Л определяется в диапазоне (-180°...+180°). 3.3. Модели ошибок БИНС Алгоритмы, приведенные в предшествующем разделе, описывают работу так называемой идеальной системы, когда начальные условия введены в систему без ошибок, а гироскопы и акселерометры БИНС не имеют инструментальных и методических погрешностей. В реальных условиях невозможно задать начальные условия абсолютно точно, инерциальные датчики всегда измеряют соответствующие величины с погрешностями. По этой причине в реальных условиях система работает в возмущенном режиме, и ее показания отличаются от действительных параметров движения ЛА, т.е. инерциальная система обладает, как и любой измеритель, ошибками. Пусть БИНС имеет ошибку определения местоположения 5R = = R' — R и ошибку определения скорости 5V = V — V, где R, R' — радиус-векторы истинного и вычисленного БИНС местоположения соответственно, V, V' — векторы истинной и вычисленной БИНС абсолютной скорости движения ЛА. Выведем дифференциальные уравнения, описывающие динамику ошибок БИНС SR, δν. Такие уравнения позволят исследовать точность проектируемых систем на заданных траекториях при выполнении поставленных полетных задач, изучить возможность компенсации ошибок и построить соответствующие процедуры для реализации такой возможности. Этот вопрос особенно важен для интегрированных систем, т.к. в комплексе систем возможности коррекции и компенсации ошибок многократно возрастают. Вывод уравнений ошибок можно осуществить путем формального варьирования основного уравнения инерциальной навигации. Такой путь не является единственным. Известны другие подходы к составлению уравнений ошибок. Например, вариацию можно проводить, используя скалярную форму записи алгоритмов работы БИНС [3.5]. В этом случае получающиеся уравнения ошибок «привязаны» к конкретной реализации системы, и, следовательно, могут быть применены только для данного типа систем. Ниже предлагается более общий подход, развитый, например, в работе [3.2] и основанный, как уже сказано выше, на формальном варьировании исходного векторного основного уравнения инерциальной навигации в форме (3.4). Получающиеся при этом уравнения обладают большей общностью и могут быть с минимальными изменениями применены практически к любому типу систем. Следует упомянуть, что описываемый ниже подход, основанный
на формальном варьировании векторного основного уравнения инерци- альной навигации, не является единственно возможной формой такого варьирования. В фундаментальном труде [3.1] также предлагается получать уравнения ошибок ИНС методом формального варьирования основного уравнения инерциальной навигации. Однако используемые при этом представления переменных отличаются от вводимых в работе [3.2]. Большой практический опыт авторов по использованию уравнений в форме, предложенной в работе [3.2], показал их существенные достоинства и простоту адаптации к конкретным условиям применения. Далее мы следуем методике вывода, приведенной в уже упоминавшейся работе [3.2]. Итак, проводя формальное варьирование исходного уравнения (3.4), получаем d25R dt2 = 5n + 5grp(R), (3.39) где <Ш — вектор полной ошибки БИНС в определении местоположения; г — единичный орт геоцентрического радиуса-вектора точки места ЛА; δη — ошибка акселерометра в измерении вектора кажущегося ускорения объекта п; 5grp(R) — ошибка в представлении вектора гравитационного ускорения принятой в БИНС моделью поля. Поскольку вектор гравитационного ускорения grp(R) задается некоей математической моделью, то вариация этого вектора Sgrp(R) может быть определена аналитически и выражена через параметры принятой модели. Обычно в инерциальной навигации гравитационное поле задается своей нормальной составляющей, которая представляет собой поле эллипсоида вращения с заданными геометрическими параметрами. Параметры эллипсоида Красовского, принятого в нашей стране, и вид проекций вектора grp(R) приведены выше. В работе [3.1] показано, что если в качестве уравнений ошибок рассматриваются уравнения первого приближения, то нет необходимости в учете нецентральной составляющей вектора grp(R). Поскольку предполагается, что предметом нашего интереса являются линейные уравнения ошибок, хорошо встраиваемые в процедуры оптимальной фильтрации, то в качестве модели вектора grp(R) принимается только его часть, отвечающая центральному полю, а именно: ,, Мд) = -j$R· (3·4°) С учетом модели (3.40) уравнение (3.39) может быть записано в виде: 2 1Г+ &«-*&·«,-*,. <3-«) где г — единичный орт геоцентрического радиуса-вектора точки места ЛА; Д, — модуль геоцентрического радиуса-вектора точки места ЛА, т.е. R = rR[. Вариацию SR можно представить в виде суммы горизонтальной и вертикальной составляющих путем формального варьирования при-
веденного выше представления для радиус-вектора R. Учитывая это представление, записываем: 5R = r5Ri+ 6rR, где 5R[ определяет ошибку в знании модуля радиус-вектора местоположения; 5г — ошибка в вычислении орта геоцентрического радиус- вектора местоположения. Ошибку SR] можно трактовать как ошибку вертикального канала БИНС или ошибку внешнего измерителя высоты полета. Вектор 5г лежит в плоскости местного горизонта и определяет ошибки горизонтальных каналов БИНС. С учетом этого векторное уравнение ошибок БИНС (3.41) можно записать в форме: d?{5rR) μ cfjrSR,) μ -ltF~ + Щ5гЕ + —d£- -2ЖШ[ = δη- (3·42) Уравнение (3.42) содержит вертикальные и горизонтальные составляем2 (SrR) ющие: к горизонтальным составляющим относятся члены ——^— и β с D d?(rSRi) μ —огл, к вертикальным —^ и — 2—^roR\. Вариацию δη в правой части уравнения (3.42) можно трактовать как полную ошибку акселерометров в измерении вектора кажущегося ускорения. При этом, как показано в работе [3.2], эту вариацию можно представить в виде δη = Αη + ηχΘ, (3.43) где Δη — вектор инструментальных и методических ошибок акселерометров; η — вектор измеряемого кажущегося ускорения объекта; Θ — вектор малого углового поворота, характеризующего поворот так называемого вычисленного базиса, ориентация которого в пространстве определена по измеренным значениям параметров вращения относительно базового трехгранника. Таким образом, в соответствии с выражением (3.43) ошибка определения вектора кажущегося ускорения складывается из двух компонент: непосредственно ошибок акселерометров Δη и ошибки в знании ориентации осей чувствительности акселерометров η χ θ. Вектор малого углового поворота Θ определяется ошибками гироскопов системы и может быть представлен в виде: Θ = ΔΩ, (3.44) где ΔΩ — вектор ошибок гироскопов БИНС в измерении абсолютной угловой скорости вращения ЛА.
С учетом (3.43) и (3.44) векторное уравнение ошибок БИНС пред- ставимо в виде системы уравнений: d2(6rR) μ гп d^rSRi) „ μ Γη -^ + Т*Ш + -^-2%гШ> = Ап + ПХЭ< (3.45) Θ = ΔΩ. Система (3.45) дает наиболее общее представление об ошибках БИНС. Оно позволяет исследовать связь между инструментальными погрешностями акселерометров, гироскопов, неточностями задания начальных условий, с одной стороны, и ошибками БИНС в определении навигационных параметров, с другой. Векторные уравнения компактны, удобны при теоретическом исследовании. Для практического использования систему (3.45) необходимо представить в некоторой определенным образом выбранной системе координат. Круг рассматриваемых в настоящем издании объектов предполагает траектории вблизи поверхности Земли, в силу этого целесообразным представляется получение скалярного эквивалента векторной системы (3.45) во вращающейся системе координат, под которой в большинстве случаев понимается горизонтальная система координат, определенным образом ориентированная в азимуте в зависимости от условий решаемой ЛА задачи. Сделанное предложение о рассмотрении ошибок БИНС в горизонтальной системе координат не снижает общности рассмотрения, т. к. полученные результаты могут быть распространены на случай и других систем. Для этого достаточно придать иной смысл проекциям угловой скорости трехгранника, в котором будет вестись рассмотрение задачи. Для перехода от векторной системы (3.45) к ее скалярному эквиваленту в некоторой вращающейся системе координат необходимо представить входящие в уравнения производные через их локальные значения в выбранной вращающейся системе и провести проецирование получившихся векторных уравнений на требуемые оси. Аналогичный путь уже был проделан при выводе основного уравнения инерциальной навигации. Опираясь на этот опыт, опуская промежуточные выкладки, получаем в соответствии с [3.2]: о о о ι η о о о οοιο 0 0 0 0 0 1 (ίϊ\,+ίϊ2ζ-ωΙ) (Ωζ-ΩχΩϊ-) -(iV+ΩχΩζ) 0 2Ωζ -2Ων -(Ωζ+ΩΑ-Ων) (Ω2χ+Ω%-ωΙ) (Ωχ-ΩνΩζ) -2ΩΖ 0 2ΩΧ (ny-ΩχΩζ) -(ύχ+ηγηζ) (Ω2χ+Ω'^+2ω5) 2Пу -2ΩΧ 0 d dt Χι Χ-> Хз Χ4 Хъ Хб
dt X] X2 хг Xt, хь X6 0 -Ωζ Ωγ + О О О о -7 β Ωζ О -Ωχ О О О 7 О —а О О О -β а О + О О О Апх Апу Αηζ -fiy Ωχ О а β 7 + Αωχ Αωυ Αωζ (3.46) (3.47) в определении координат; где Х\,Х2,хг — погрешности БИНС Х4,хъ,Хб — производные компонент Х],Х2,хз', а,/3,7 ~ угловые погрешности ориентации измерительного трехгранника относительно вычисленного, компоненты вектора угла малого поворота Θ = [α,β,-у]; AnXjyiZ, ΑωΧΛ ζ — погрешности акселерометров и гироскопов, приведенные к осям вращающейся системы координат, в которой ведется решение уравнений ошибок; ω0 — собственная частота колебаний ошибок БИНС, (частота Шулера) (ωα = 1,2510-3 с-1); Ωχ,у,ζ — производные проекций вектора абсолютной угловой скорости вращения выбранного трехгранника. Приведение инструментальных ошибок гироскопов и акселерометров производится по следующим формулам: Апх = С[]Ап[ + С[2Ап2 + С]3Ап3, Δη,, Αηζ Αωχ Αωυ Αωζ C2\Ari] + С22^П2 + С23АЩ, Сз[Ап] + Сз2&п2 + СззАпз, С[[Аш[ + 0]2Αω2 + С[зАш3, С2{АШ] + С22^2 + С2зАшз, Сз\Аи>\ + Съ2^>г + СззАс^з, (3.48) (3.49) где Ап],Ап2,Апз, Δωι,Δω2,Δω3 — инструментальные ошибки акселерометров и гироскопов в проекциях на связанные оси; Су — элементы матрицы направляющих косинусов между связанной с ЛА системой координат и выбранной вращающейся системой координат. Объединяя уравнения (3.46)-(3.49), получим математическую модель ошибок БИНС. Для полноты картины в этих уравнениях надо задаться также моделью ошибок гироскопов ΔΩι,ΔΩ2,ΔΩ3 и акселерометров Ап\,Ап2,Апг. Строго говоря, каждый тип гироскопа или акселерометра имеет свою модель с ее характерными компонентами и численными значениями. Тем не менее, можно задаться некоей обобщенной моделью, которая качественно учитывает зависимости ошибок от того или иного возмущающего фактора. Для конкретного типа гироскопов и акселерометров коэффициенты в этих моделях должны получить соответствующие численные значения, а часть членов, несущественных для приборов данного типа, могут принять нулевые
значения. Можно, однако, представить себе и иную ситуацию, когда такая обобщенная модель для какого-то типа прибора не будет иметь существенной для него составляющей. В таком случае приводимая модель должна быть дополнена соответствующими компонентами. Основываясь на таких рассуждениях, представим погрешности акселерометров Ап],Ап2,Апз в следующем виде: Δη, = μ,, + μΙ2 +η]μ[3 + η2μκ + η3μ]5 + ^?μΐ6, Δη2 = μ2ι + μ22 + "ιμ23 + "2μ24 + "3μ25 + "1^26, (3.50) Αη3 = μ3ΐ + μ32 + η]μ33 + "2μ34 + η3μ35 + ηΙμ36, где μι ι (г = 1,2,3) — постоянные смещения нуля акселерометров; μϊ2 (г = 1,2,3) — измерительные шумы акселерометров; μ»,ί+2 (г =1,2,3) — погрешности масштабных коэффициентов акселерометров; μαα (г =1,2,3) — ошибка нелинейности акселерометров; μΐ4,μΐ5.Μ23,μ25.Μ33,μ34 — погрешности из-за неортогональности и перекоса осей чувствительности акселерометров. Ошибки гироскопов ΔΩ[, ΔΩ2, ΔΩ3 могут быть также представлены обобщенной моделью, например, в следующем виде: ΔΩ[ =ΰ|ΐ +ΰ|2+ι?ΐ3 + ηιϋΗ+η2ϋι5+η3ϋι6 + + Ω,τ9,7 + Ω2ι9,8 + Ω3ι9,9 + Ω^,,,ο + Ω^,,,, + Ω^υ2, Δω2 = ϋ2\ +1?22 +1?23 +η|ΐ924 + "2^25 +"3^26 + + Ω,^? + Ω2ι928 + Ω3ι929 + Ω^2,ιο + Ω^2,ιι + Ω^2,ΐ2, ΔΩ3 = ϋ3ι + ϋ32 + ϋ33 + η 11?34 + n2tf35 + "3^36 + + Ω, ϋ37 + Ω2ι938 + Ω3ι939 + Ω?ι93.[0 + Ω|03,ΐ[ + Ω§03.ΐ2, где ϋιΐ,ϋι2,ϋι3 (г = 1,2,3) — постоянные температурные дрейфы гироскопов и их случайные измерительные шумы; ΰ,-j (г = 1, 2,3; j = = 4,5,6) — удельные скорости дрейфа гироскопов, пропорциональные перегрузкам (в разных типах гироскопов причины такой зависимости могут быть разными; например, в механических гироскопах такая зависимость объясняется небалансом гироскопов); ι9ΐ7, ^28,^39 — погрешности МаСШТабнЫХ Коэффициентов ГИРОСКОПОВ; ϋ |8,^ 19,^27.^29,^37.^38 _ дрейфы из-за неортогональности и перекоса осей чувствительности гироскопов. Шумовые составляющие ошибок акселерометров μ& (г = 1,2,3) и гироскопов ϋι2 (г= 1,2,3) представляются стационарными случайными процессами с нулевым математическим ожиданием и корреляционными функциями вида К = σ2 е-Мт| (3-52) где an,aw — среднеквадратические отклонения (СКО) переменных μί2,ι9ϊ2 от их средних значений; hn,hw — коэффициенты затухания
корреляционных функций для случайных погрешностей акселерометров и гироскопов соответственно. Как известно, дифференциальные уравнения формирующих фильтров для указанных случайных стационарных процессов с входными сигналами типа белого шума имеют вид: βϊ2 = —/ιημ»2 + \J1hn ап£ц, . а , . /от— (3.53) Vi2 — —ηυ]μΐ2 + V^tlw Сш£г2, где ε,-j- (г = 1,1,3; j = 1,2) — белый шум единичной интенсивности. В приведенных моделях ошибок гироскопов и акселерометров на различных участках траектории ЛА вес отдельных компонент может сильно варьироваться. Так, при рассмотрении движения ЛА со скоростью, близкой к постоянной, по прямолинейным траекториям наибольшее влияние будут оказывать постоянные погрешности измерителей. Поэтому на таких участках траектории модели (3.50), (3.51) можно существенно упрощать, облегчая решение задач бортового комплекса. Кроме того, при относительной малости коэффициентов временной корреляции h~l и h~] по сравнению с периодом Шулера (Тш = 5064 с) процессы μα,νΐΐ (г = 1,2,3), приближаются к «белому» шуму с определенной интенсивностью. С учетом этого модели погрешностей акселерометров и гироскопов могут быть представлены в виде: Ащ = μι + QiiEu, (3 54Ϊ Αωι =Vi+ Qi2£i2, где μ», υ,- — постоянные погрешности измерителей; Qn,Qi2 — интенсивности случайных погрешностей измерителей. Модель ошибок инерциальных измерителей (3.54) является наиболее простой, однако во многих практических случаях достаточно эффективной, позволяющей решать задачи повышения точности ИНС. В заключение сделаем еще одно обобщающее замечание. Приведенные в настоящем разделе уравнения ошибок ИНС являются достаточно общими, применимыми и к платформенным системам. Отличие в этом случае будет лишь в смысле матрицы С в выражениях (3.48), (3.49), которая при этом будет определять связь платформенной системы координат и системы, выбранной для решения уравнений ошибок. Таким образом, приведенная модель погрешностей ИНС является универсальной, но, как уже отмечалось выше, не единственно возможной. Выбор той или иной формы уравнений ошибок может существенно упростить или, напротив, затруднить решение стоящей задачи, поэтому к вопросу выбора модели ошибок БИНС следует каждый раз подходить, хорошо представляя условия работы ЛА и требования к бортовому комплексу.
3.4. Особенности реализации численных алгоритмов БИНС Любые функциональные алгоритмы БИНС, построенные на общих соотношениях п. 3.1, в частности, предложенные в п. 3.2, должны быть представлены в дискретной форме для их реализации в БЦВМ в форме численных алгоритмов. Вопросам построения численных алгоритмов БИНС посвящена чрезвычайно обширная литература, в частности, в работах [3.6,3.7] представлена значительная библиография по этому вопросу. Как показывают многочисленные исследования, точность функционирования БИНС во многом определяется вычислительными особенностями предлагаемых алгоритмов. Эти алгоритмы должны учитывать динамику объекта, частоты съема первичной информации с датчиков (эти частоты в общем случае могут быть разными для гироскопов и акселерометров), требуемые периоды обновления информации о параметрах ориентации и навигации (эти периоды, как правило, различны), а также вычислительные особенности и возможности бортовых вычислительных систем. В соответствии с разработанной выше структурой функциональных алгоритмов численные их модификации также можно представить в виде навигационных алгоритмов и алгоритмов ориентации. Существует большое разнообразие в подходах, позволяющих перейти к таким алгоритмам, и формах их представления. Некоторые из их, в частности, алгоритмы интегрирования с переменным шагом, и ряд других обсуждаются в монографии [3.7]. В статье [3.8] приводится обзор некоторых «нетрадиционных» методов синтеза численных алгоритмов БИНС и их сравнительный анализ с классическими подходами. В данном разделе будут представлены подходы к составлению численных алгоритмов БИНС на основе традиционных подходов, представленных, например, в фундаментальном двухтомном труде [3.6]. По сути интегрирование уравнений БИНС сводится к нахождению угловых параметров ориентации, проекций скоростей и координат по показаниям гироскопов и акселерометров, установленных жестко на борту объекта. При этом основная проблема заключается в том, что оси чувствительности этих датчиков описывают сложные эволюции вместе с объектом, и простое прямое интегрирование измеренных проекций угловых скоростей и ускорений в виде OCi{tm) Ωάάτ, Vi(tm) = Tiddr, i= 1,2,3, (3.55) ίτη~ Ι где cei(tm),Vi(tm) — интегральные показания гироскопов и акселерометров на такте съема информации (такте интегрирования), не позволяет получать адекватное решение в общем случае движения.
В выражении (3.55) приняты те же обозначения, что и в пп. 3.1-3.3, момент времени im_i соответствует началу такта интегрирования. Алгоритм ориентации. Классическое интегральное решение для системы (3.33), определяющей матрицу направляющих косинусов, можно записать [3.6]: Л|"т-| _ /-lNm-l^-rSi(m-l) О D О г, О D , £>т £>т-| аЦт) ' Sm -Ni(m-I) Sm ' „Si(m_0 г , sin <ftm /T ^ч . (1 -COS Фт),-^ s2 (3·56) CBf(m) = Л--^(*тх) + -^ (*mx). где m, m — 1 — индексы цикла интегрирования; Csm — матрица направляющих косинусов, пересчитывающая проекции векторов из связанной («Body») в навигационную («Navigation») систему координат на соответствующие циклы интегрирования; Csi(m_l),CN'{m)_ — матрицы направляющих косинусов, пересчитывающих проекции векторов из одного положения связанной или навигационной систем координат, соответствующего моменту (т — 1), в другое, соответствующее моменту т; I — единичная матрица; фт, ζτη — векторы углов поворота связанной и навигационной систем координат; <рт, ζτη — модули векторов поворотов. Векторы фт и ζτη вычисляются как интегралы на интервале {tm — tm-i) от производных этих векторов, задаваемых известными соотношениями для углов поворота: -τ я 1-7 η 1 ,, <i>sin φ .— ,-r в . φ = ω*Β + -φ χ ω*Β + ψ(1- 2{1_созф))Ф χ (Φ χ ωΙΒ). C = ^ + ^x^ + ^(i-^^Kx(Cx^). (3.57) С целью снижения объемов вычислений в условиях малых углов поворота на такте интегрирования выражения (3.57) упрощают: φ = ωγΒ + -α{ί) xwfs, α(ί) Ur, (3.58) < = "&■ Можно отметить, что порядок точности таких упрощенных уравнений соответствует второму порядку относительно a(t) [3.6]. Базируясь
на этих упрощенных формулах и используя трапециидальный алгоритм интегрирования, интеграл уравнения (3.58) можно записать: Фтп =~йт +β„ι, α(ί) ωΙΒάττη, ат = a(tm), х u)jB)ar, (3.59) *т « dt- [^Em_t +ш?Ет + (pZNm-, + PzNm)u^p]Tm+ τΝ. + Д.,+^)ЙР^С), ΔΉ Ν VNdr, где Тт — период обновления информации (tm — tm-\)\ α(ί) — интегральные показания гироскопов на интервале Тт; βτη — компонента от конического движения; pzNm — вертикальная компонента относительной угловой скорости; йцр — орт вертикали места, направленный вверх (параллельно оси Ζ навигационного базиса); Fq _ — матрица кривизны земной поверхности: ttiJV _ Fcn FCl2 О Fc2l Fcw 0 0 0 0 Fcn Fc2l Teh 0+C2[feh), Fcn = C2]C22feh, TL TL C2\C22feh, FCo2 = (1 +C22feh), (1-е)2 tl = Ro ~jk + h, {i+c|3[(i-e)2-i]}3/2 (1 -e)2 - 1 {1 +C223[(1 -e)2 - 1])}{1 +{h/R*)^\+Cl,[{\-ef - 1]}' здесь: dj — элементы матрицы С^; е — эксцентриситет Земного эллипсоида; Rq — экваториальный радиус Земли; tl — меридианальный радиус кривизны; h — высота над эллипсоидом.
,-FiN вычисляется в процессе определения место- Значение АД„ положения. _ Компонента βπι обычно называется «конической» («coning»), поскольку отражает факт конического движения самого вектора угловой скорости. Алгоритм определения скорости. Численный алгоритм определения скорости можно получить путем применения одной из численных процедур интегрирования к первому уравнению систем (3.8) или (3.12). ,τ-ρΝ -Ν Vi = V*_{+ AV'sFm + AVq/CORti AV N —Ν ^G/COR^* 1 —Ν 2(3T/G/CORm_, —Ν v G/CORm. G/CORm - t-m— I ^g/cor = 9N - *ie x Pie x Д") - Pm + *ie) * V" , AVN SFm U<$ZL+*)*?£:' /(m-l) i(2C^(m-" - C^(m-2' + I)AV JVm-, SFm - AV —JVm-I SFm — ^B ТП— I С Nm-, л— Bm-I SFm . Δ^ΐ (3.60) AV J3tti-I SFm С J3i(m-i)_s J3,(t) aSF СЙ = Wm + AVR0tm + AVScuL· o(t) ^•B aSFdr, vm = v(tm), t-m— I .— (l-cosam)_ _ 1 sinam._ ,_ _ . AVRotm = 2 Qm x Wm + τ'1 )Qm x (Qm x Wm^' AVs, cul„ -(α(τ) χ afF + w(r) χ ω^)άτ, t-m — \ AVScuIm = AVscul(im), где Вод — положение связанной системы координат относительно инерциальной в момент t после момента im-j; A1^sf„, — изменение скорости на цикле (tm—tm-\), вызванное кажущимся ускорением; A^g/cor — изменение скорости на цикле {tm - tm-\), вызванное ускорением силы тяжести и кориолисовым ускорением (показана приближенная форма, основанная на экстраполяции по прошлым_ значениям скорости); AT^Rotm — компенсационная_компонента AVsf,„, обусловленная вращением вектора скорости; AVscuu — компонента
AVsf,„, обусловленная влиянием совместного воздействия ускорения и угловой скорости (именуемая как «sculling»); vm — интегральные показания акселерометров на интервале (tm — tm-\). Алгоритм определения координат. Интегральный алгоритм определения местоположения можно получить путем применения одной из численных процедур интегрирования ко второму уравнению систем (3.8) или (3.12), принимая во внимание медленную скорость их изменения. При этом получим: hm = hm-{ + Δ/im, с Ν Ν, E(m-I) E(m) / + E(m) sin im rE E(m-I) JN, E(m) (ёх) + ° Ти(их)атх), pNdt \ г '2 (3pzNm_, - PZNm-i))uUpTrn + -if. + (3F»m_i-F$mJ(u»pxARZ) AR" vNdt. Ahn —N Д nW Vm_{ + -AVG/COR) Tm+ARSF, (3.61) AR N .77N, -I)AVs^Tm + C Bm~'AR В SFrr, \&<%2! - <::; - w?jcr.» + c£::; A"RSF„ ^S &RSFm = svm + A-RRotm + ARS, crl„ Δ-RRot a£ sin ат\ r ,_}_(]_ _ (1 - cos am) , ._ . x (Sam xvm+am χ Sv), AR Scrlr (6A^Scui(i) - Sa(t) χ afF + + Sv{t) xujfB+a(t) xv(t) dt,
Sa(t) Sv(t) ωΒΒάτ\άτ, Sam = Sa(tm), *тп — I f'Tn— | t τ ■^B aSFdT\dr, SVm = Sv(tm), ь-т— | ί-τη— | здесь: NE(m) — индекс, характеризующий ориентацию навигационной системы координат_относительно вращающейся земной системы координат в момент tm\ £m — вектор угла поворота, эквивалентный матрице направляющих косинусов CNE{m~l). В вычислительной схеме (3.61) использован метод трапеций при получении выражений для аппроксимирующих интегралов. Компонента ARsCiim, именуемая как «scrolling», аналогична компоненте «sculling» в алгоритме скорости и определяет вклад в общее приращение координаты, создаваемый движением с угловой скоростью и линейным ускорением. Сводка основных формул интегральных алгоритмов. Уравнения (3.55)—(3.61) представляют собой интегральное решение для систем (3.8), (3.12). Ниже для удобства приведены основные соотношения для всех трех категорий алгоритмов. (a(t) χ u>fB)dt — «conning», ίτη- Ι t VSl cu[„ -(α(τ) χ afF +ν(τ) χ ωΒΒ)άτ, (3.62) (3.63) Al^scuu = &Vscui(tm) - «sculling», ARs, Γ 1 crl„ - [(5AVScu](t) - Sa{t) χ ofF + Sv(t) χ ωγΒ + +a(t) χ v(t)]dt — «scrolling», sa(t) = Sv{t) = -1 t-m t ωγβάτ[άτΎ -I г Sa ov f^v\pm)i (3.64) (3.65) (3.66) t-m — \ t-m— I
α(ί) = 'IB άτ, α„ oc{tm), (3.67) v(t) a,sFdr, V(tm). (3.68) Окончательные дискретные алгоритмы БИНС получаются на основе приведенных выше интегральных путем внесения некоторого предположения о характере изменения угловой скорости и ускорения на шаге интегрирования. Чаще всего предполагают полиномиальную аппроксимацию этих векторов: <DfB = Ao, +Au{t-tl-l) + A2i(t-tl-])2 + ..., a§F = Во, + Bh(t - *,_,) + B2i{t - ί/-,)2 + ..., где I — высокоскоростной цикл вычислений (внутри медленного цикла т); Ац,Вц — коэффициенты векторов, выбранные из соображения наилучшего приближения векторов wfB и afF от цикла I — \ до I. При линейной аппроксимации —.в fB = Ao, +Au(t-tl-l) (3.69) для конического движения получаем: 1,- ! л- ν *- χίαζ-ι + gAa/_,) χ Δα/ от im_, до tr, и α ι Σ Δα; от im_, до ί/, Δα/ da, где Δα/ — сумма интегралов от датчика угловой скорости на интервале от ί — 1 до I. При рассмотрении движения типа «sculling» вычислительный алгоритм, базирующийся на линейной аппроксимации угловой скорости примет вид: ufB = A0l+Ah(t-tl-l), a%F = Bol+Bil{t-ti-l), (3.70) и в соответствии с [3.6], AVscuim = AVscui, при tm, AlAjcuu =^2[{αι~] + 5Δα'-ι) χ Δν' + + (уι-1 + -Avi-ij χ Δα/ от im_[ до ί/, (3.71)
щ ^Δν;, Αν ι άϋ. и-, где Αν ι — суммарные интегральные показания акселерометров на быстром цикле от (I — 1) до I. Для случая интегрирования координат при принятой линейной аппроксимации первичных данных от гироскопов и акселерометров алгоритм примет вид: SRscrlBi 1 5V;-,+^(AVi-AVi_,) χ Δα/- Ά Sai-\ + 94(Δα/ - Δα/-1) + Δα/_ι - -(Δα/ -Δα/_,) χΔνί+ 1 2160 Δ^_,--(Δ^-Δ^_,) (Δα;-Δα;_,)χ(Δνί-Δνί_,), Sal = Σ, Δι?αί ОТ tm-[ ДО ί/, 5Qm = Sal При ίη (3.72) Τ1 ASal = αι-{Τι + ^(5Δα; + Δα,_,), 5ν/ = ^ Δ5ν/ от im_[ до ί(, SVm = Svi при im, / ASyi = Ъ-М + ^(5АЦ + Δ^-ι). где Т/ — такт быстрого цикла алгоритма. Приведенные численные алгоритмы не гарантируют сохранения фундаментальных свойств матриц ориентации. Учитывая это, приведенные уравнения необходимо дополнить уравнениями нормировки матриц. Список литературы к главе 3 3.1. Андреев В. Д. Теория инерциальной навигации. Ч. 1. Автономные системы. М.: Наука, 1966. 3.2. Помыкаев И. И., Селезнев В. П., Дмитроченко Л. А. Навигационные приборы и системы. М.: Машиностроние, 1983. 3.3. Interface Control Document GPS 200C, Revision IRN-200C-002, AR1NC Research Corporation. 3.4. Липтон Выставка инерциальных навигационных исстем на подвижном основании.
3.5. Бромберг П.В. Теория инерциальных систем навигации. М.: Наука, 1979. 3.6. Savage P. G. Strapdown Analitics. StrapdownAssociatews. Inc., Maple Plain, Minnesota, 2000. 3.7. Лебедев Д. В., Ткаченко А. И. Системы инерциального управления. Алгоритмические аспекты / Отв. ред. В. В. Козорез. АН УССР. Ин-т кибернетики им. В. М. Глушкова. — Киев: Наукова думка, 1991. — 208 с. 3.8. Литманнович Ю.А., Марк Дж.Г. Прогресс в разработке алгоритмов БИНС на Западе и Востоке в материалах Санкт-петербургских конференций: обзор за десятилетие // Гироскопия и навигация. 2003. №3 (42). С. 52-67.
Глава 4 ИНЕРЦИАЛЬНЫЕ ЧУВСТВИТЕЛЬНЫЕ ЭЛЕМЕНТЫ БЕСПЛАТФОРМЕННЫХ ИНЕРЦИАЛЬНЫХ НАВИГАЦИОННЫХ СИСТЕМ Инерциальные чувствительные элементы (ИЧЭ) бесплатформенных инерциальных навигационных систем (БИНС) включают гироскопические измерители угловых скоростей и углов поворота основания, а также акселерометры. Технико-экономические требования, предъявляемые к ИЧЭ, в значительной мере определяются их объектной ориентированностью. Это, в частности, требования к точностным характеристикам, динамическому диапазону измерений, времени готовности, энергопотреблению, надежности, массогабаритным и стоимостным показателям. Специфическими условиями эксплуатации ИЧЭ БПЛА являются: широкий динамический диапазон измеряемых угловых скоростей и ускорений, воздействие высокодинамичных возмущений — широкополосной случайной вибрации и больших линейных перегрузок; специфическими являются также требования малых времени готовности, энергопотребления, массогабаритных показателей. На рис.4.1 представлены требования к точностным характеристикам гироскопических ИЧЭ в зависимости от областей их применения, включая применение в БПЛА [4.1]. Во всем потребном диапазоне точностей гироскопов принято выделять поддиапазоны: сверхвысоких точностей (более 5· 10-4 град/ч), высоких и средних точностей (5 · Ю-4 ... 10_| град/ч) и низких точностей (менее Ю-1 град/ч). В инерциальных комплексах БПЛА используются гироскопы высокой, средней и низкой точности: динамически настраиваемые (ДНГ), в частности, роторные вибрационные (РВГ); лазерные (ЛГ) и волоконно-оптические (ВОГ); волновые твердотельные (ВТГ) и микромеханические (ММГ). На рис. 4.2 представлены диапазоны точностных характеристик перечисленных гироскопов. Анализ данных, приведенных на рис. 4.1 и 4.2, позволяет утверждать, что современный уровень развития гироскопической техники дает возможность обеспечить требуемый уровень точности измерения параметров угловой ориентации несколькими типами гироскопов. Аналогично, измерение линейных ускорений с необходимой точностью так-
ΙΟ"4 ΙΟ"3 ΙΟ"2 ΙΟ"1 1 10 ΙΟ2 Случайный дрейф, град/ч Рис. 4.1. Требования к точностным характеристикам гироскопов Случайный дрейф,град/ч. Рис. 4.2. Диапазоны точностных характеристик гироскопов же может осуществляться несколькими типами акселерометров. Таким образом, выбор того или иного ИЧЭ для БИНС конкретного БПЛА определяется требованиями к его эксплуатационным характеристикам,
стоимости, а также, в определенной мере, традициями преемственности и разработки ИЧЭ на конкретном предприятии. Ниже обсуждаются принципы построения, источники погрешностей и основные характеристики ИЧЭ применительно к их использованию в БИНС БПЛА. 4.1. Динамически настраиваемые гироскопы ДНГ относятся к классу роторных вибрационных гироскопов с упругим подвесом носителя кинетического момента, в которых возможна реализация резонансной или динамической подстройки, в значительной мере освобождающей ротор от упругой связи с основанием. По сравнению с классическими, в частности с поплавковыми гироскопами, ДНГ обладают рядом достоинств, к числу которых следует отнести: сравнительно малые массогабаритные характеристики и энергопотребление; более высокие надежность и технологичность конструкции; стабильность основных параметров; сравнительно низкий уровень шумов; малое время готовности; сравнительно низкая стоимость. Принципы построения разнообразных ДНГ, их теория и конструктивные решения представлены, например, в [4.2-4.6]. Рассмотрим здесь два характерных типа ДНГ, один из которых — двухстепенный РВГ, относится к гироскопам низкой точности и может использоваться в БИНС БПЛА с коротким сроком жизни, другой — трехстепенный ДНГ с внутренним двухколечным подвесом ротора, относится к группе гироскопов средней и высокой точности и может использоваться в высокоточных БИНС БПЛА дальнего действия. Двухстепенный роторный вибрационный гироскоп. Схема двухстепенного РВГ с несимметричным внутренним торсионным вращающимся подвесом представлена на рис. 4.3. На основании / установлен приводной двигатель 2, на валу 3 которого с помощью торсионов 4 укреплен ротор 5. С основанием связана система координат Οξηζ (начало О — в точке пересечения осей вала и торсионов, ось ОС, — ось вращения вала); с ротором связана система координат Oxyz (оси Ox,Oy,Oz — главные центральные оси инерции, оси Ох и Оу расположены в экваториальной плоскости ротора, ось Ох — ось торсионов). Основание вращается с абсолютной угловой скоростью, проекции которой на его оси составляют ωξ,ωη,ως. Торсионы 4, образующие подвес, имеют конечную жесткость на кручение вокруг оси Ох и существенно большую, практически равную бесконечности, жесткость на изгиб. Ротор 5 имеет две степени свободы относительно основания — вращается вместе с валом приводного двигателя с угловой скоростью Ω и может поворачиваться относительно вала вокруг вращающейся оси торсионов Ох на угол а. При этом ротор
поворачивается и вокруг осей основания Οξ и Οη на углы 7 и ^ соответственно. Связь между углами а,"/ и δ определяется соотношением в = ае>а\ 0=7+j5, (4.1) где j — мнимая единица. Рис. 4.3. Схема роторного вибрационного гироскопа — датчика угловой скорости Для реализации режима измерения компоненты ω^η угловой скорости вращения основания, лежащей в плоскости осей Οξ, Οη и имеющей на эти оси проекции ωξ, ωη, используются измерительные преобразователи 6 углов η и δ, управляющие сигналы которых через блоки усиления и обработки информации 7, включающие, в частности, усилители, фильтры и корректирующие звенья, поступают на преобразователи моментов S, формирующие компенсационные моменты по осям Οξ и Οη. Выходными сигналами РВГ являются падения напряжения на эталонных резисторах, включенных последовательно с управляющими обмотками преобразователей моментов, или управляющие напряжения U\, XJi этих преобразователей. Сущность измерения РВГ угловой скорости основания заключается в следующем. При вращении основания с абсолютной угловой скоро-
стью ω^η возникает гироскопический момент Μγ (рис. 4.3): ΜΓ = Ηχωξη, Η = ΛΩ, (4.2) где Jz — момент инерции ротора относительно оси Οζ; Η — кинетический момент гироскопа. Мг гармонически проектируется на ось торсионов Ох и· порождает гармонические колебания ротора по углу а вокруг этой оси. В свою очередь в соответствии с (4.1) возникают угловые движения ротора по углам η и δ, несущие информацию об ωζ и ωη. Компенсационные моменты, развиваемые преобразователями моментов 8, парируют соответствующие гироскопические моменты по осям Οξ и Οη, а напряжения U\ и XJi на входе преобразователей моментов пропорциональны соответственно ωξ и ωη: Ut=—£-u>4, υ2 = -£-ωξ, (4.3) •''■дм Л дм где Кт — коэффициент передачи преобразователя моментов по напряжению. Этот режим измерения ωζ и ωη реализуется при выполнении условия резонансной настройки РВГ, достигаемой выбором скорости вращения вала, на основе соотношения а^й^Т,· (44) где с — угловая жесткость торсионов на кручение; Jx — главный момент инерции ротора относительно экваториальной оси Ох(Оу). Остановимся кратко на источниках основных погрешностей РВГ [4.4-4.7]. К числу инструментальных погрешностей следует отнести погрешности, порождаемые поступательными и линейными вибрационными перегрузками основания при наличии у ротора статической несбалансированности — смещения его центра масс из неподвижной точки О вдоль осей Oz и Оу (рис. 4.3). Влияние динамической неуравновешенности на погрешности РВГ проявляется главным образом при неравножесткости опор главного вращения, Инструментальные погрешности РВГ имеют место также при нарушении условия резонансной настройки — при расстройке ИЧЭ вследствие отклонения параметров РВГ от их номинальных величин. Расстройка F РВГ определяется разностью между его собственной динамической частотой f^u^-fF**· (45) где χ = [Jz/Jx) — 1, и угловой скоростью вращения вала Ω: F = j£-+xW-n. (4.6)
Приращение расстройки AF при отклонении параметров РВГ от номинальных значений можно приближенно представить в виде полного дифференциала функции F где Ас, ΔΩ, Δχ — вариации угловой жесткости торсионов на кручение, угловой скорости вращения вала, параметра χ соответственно; индекс «о» у частных производных означает, что их следует вычислять при значениях с, Ω, χ, равных номинальным. Подставляя (4.6) в (4.7) и учитывая тот факт, что при номинальных с, Ω, χ выполняется условие (4.4), получим: .(Ас ΔΩ\ (4.8) Таким образом, для уменьшения расстройки следует обеспечивать равенство χ = 1, однако точное выполнение этого условия невозможно вследствие того, что Jz < 2JX. На практике параметр χ достигает 0,97-=-0,98. Существенным фактором, ограничивающим точностные характеристики РВГ, является температурный дрейф его нулевого сигнала, порождаемый при вариациях температуры относительно номинальной не только расстройкой AF, но и смещением нулей измерительных преобразователей углов и электронных блоков, изменением крутизны измерительных преобразователей углов и преобразователей моментов, а также другими факторами, обусловленными взаимосвязанными механическими, теплообменными и термоупругими процессами [4.8]. Уменьшение температурных погрешностей РВГ достигается за счет их алгоритмической компенсации, реализуемой на основе предварительной калибровки параметров моделей погрешностей, а также путем увеличения коэффициентов передачи гироскопа от моментов к углу а, коэффициентов измерительных преобразователей и преобразователей моментов [4.9]. Методические погрешности РВГ порождаются проекцией ως абсолютной угловой скорости основания на ось вращения приводного двигателя, а также проекциями угловых ускорений основания ώς,ώη на его оси. Наиболее существенная методическая погрешность РВГ порождается угловыми вибрациями основания вокруг осей Οξ,Οη на частоте 2Ω. Ее исключение невозможно, так как это связано с необходимостью выполнения указанного ранее недостижимого условия χ = 1. Указанные факторы методического характера предопределяют сравнительно невысокую точность РВГ. Характерные параметры РВГ, работающего в режиме датчика угловой скорости (ДУС), представлены в табл. 4.1.
χ 4 я ироск ваи о Ξ Χ 03 - ПИК 05-0 КИНД 05-089 КИНД 05-081 о ю о MGLS О О Ξ СО ы τ s: h- , гвк ЧЭ гвк о ΒΚ-Ι - Γ-ΙΜ 03 о. кинд 05-0549 < ю S ϊέ теристик Харак ПНППК ^ Μ (FRA О < 1Л "fi JO РПКБ Темп- Авиа С S S X ±30 ±300 ±150 о -Н -Н о cn -Н о о 1£> О -Н" -Н go ^5 ±200 ±50 ±130 150 +1 ±30 ю -н <L * о ОН ИЗМ угловь ей, град/ Диапаз ряемых скорост 1 ±60 ±60 1 1 1 ю cn -н ю -Н о ю -Н ±25 1 1 ие зав от ускор ад/ч II ί 1 1 1 1 1 1 ю cn -н ю -Н cn -н СО -Н 1 1 CL Дрейф, пропо циоиальный ускорению, град/ч-g 0.3 0,15 0,15 2,1 (Г> 0,3 CM о ' гм 0,05 0, 0,1 ' CM So' о Ш 0.15 ная яющая . град/ч Случай составл дрейфа 1 1 1 1 1 I 1 I о I i о ■"Г 1 — ильиость бного циеита 1st 1 1 1 1 1 | 1 о см о 1,2 ~" Потребляемая мощность, Вт τ 26x3 25x30 25x30 ιΛ 2lx см X см СП X со СО (Г> χ см СО X СП СО Ш СО X см бхб ю о СО X см 33x27 со h- ιΛ _ Габариты: диаметр, ми о со о со о со СО СО о см о см см 460 о о со о τ Масса, Τ 1100 11000 11000 7500 000 СО 30000 Ресурс о атковремен * - кр
Существенно более высокоточным ДНГ является ДНГ с двухколенным упругим подвесом, в котором за счет динамической настройки ротор освобождается от упругих связей с валом приводного двигателя. ДНГ с двухколенным упругим подвесом. Схема этого прецессионного ДНГ, работающего в режиме измерения угловых скоростей, представлена на рис. 4.4. Рис. 4.4. Схема динамически настраиваемого гироскопа — датчика угловой скорости На основании / установлен приводной двигатель 2, на валу 3 которого с помощью внутреннего упругого карданного подвеса укреплен ротор 4. Карданный подвес составлен идентичными кольцами 5, 6, параллельно соединенными с валом и ротором упругими элементами 7-10. При этом кольцо 5 соединено с валом упругим элементом 7, а с ротором — элементом S; кольцо 6 соединено с валом упругим элементом 9, а с ротором — элементом 10. С основанием связана система координат Οξηζ (начало О — в точке пересечения осей вала и упругих элементов, ось Οη — ось вращения вала); с ротором связана система координат Oxyz (оси Οχ,Οζ расположены в экваториальной
плоскости ротора и направлены по осям закрутки упругих элементов 10 и 8 соответственно). Поворот ротора относительно вала вокруг оси Ох на малый угол а осуществляется при закрутке упругих элементов 10 и 7, а поворот ротора на малый угол β вокруг оси Οζ — при закрутке упругих элементов 8 и 9. При этом жесткость на изгиб упругих элементов не бесконечно велика, поскольку в силу особенностей кинематики схемы при одновременном движении ротора по углам а и β имеет место угол поворота ротора вокруг оси Оу и, следовательно, изгиб упругих элементов в плоскости χζ [4.5]. На рис. 4.4 обозначены измерительные преобразователи //, 12, осуществляющие измерение углов η и δ поворота ротора относительно основания соответственно вокруг осей Οξ и Οζ, а также преобразователи моментов 13, 14, обеспечивающие формирование перекрестных компенсационных моментов, воздействующих на ротор соответственно вокруг осей Οξ и Οζ. Измерительные преобразователи //, 12 осуществляют управление преобразователями 13, 14 соответственно через блоки усиления и обработки информации 15, 16. Управляющие напряжения преобразователей моментов, являющиеся выходными напряжениями ДНГ-ДУС, обозначены U],U2- Отличительной особенностью этого гироскопа является компенсация приложенных к ротору моментов сил упругости, создаваемых упругими элементами, динамическими моментами сил инерции, развиваемыми кольцами подвеса ротора. Это становится возможным при выполнении условия динамической настройки: c-(2JXk- JyK)Q,2 = 0, (4.9) где Ω — угловая скорость вращения вала приводного двигателя; с — приведенный коэффициент угловой жесткости упругих элементов на кручение; JXK,JyK —главные экваториальный и осевой моменты инерции колец относительно осей Ох, Оу соответственно. При динамической настройке ротор ДНГ освобождается от упругих связей с основанием и при вращении с угловыми скоростями ωξ, ως прецессирует вслед за основанием под действием перекрестных компенсационных моментов. Для выходных сигналов U\, Vi имеем: С/, = -^ωξ, υ2 = -£-ως, (4.10) ■"■дм -"-дм где Клм — коэффициент передачи преобразователя моментов по напряжению; Η — кинетический момент гироскопа. Укажем основные источники погрешностей ДНГ-ДУС [4.5,4.6]. Основные методические погрешности гироскопа определяются приложенными к ротору диссипативными моментами, а также моментами сил инерции, порождаемыми ускоренным вращением основания. Инструментальные погрешности определяются динамической расстройкой (нарушение условия (4.9)) и возмущающими моментами Μβξ и Μβζ по осям Οξ и Οζ соответственно. Основными причинами динамической расстройки являются нестабильность Ω, температурные
и временные нестабильности угловой жесткости упругих элементов, температурные вариации моментов инерции колец JXf, Jyit. Структуру возмущающих моментов Μβζ, Μβζ упрощенно можно представить следующим образом: ΜΒς = М9 + ηζπιξ + ηξ7ηΚΒξ + ηζηητηζη\ Μβζ = Μς+ης1ΎΙζ + ηζ1ΎΙΚΒζ + ηςηηπΐςη, где ηζ,ηη,ηζ — компоненты перегрузок по осям основания ξ, η, ζ; М9,М9 — моменты, не зависящие от перегрузок; τηζ,πΐζ —удельные, отнесенные к единице перегрузки, весовые коэффициенты моментов, пропорциональных первой степени перегрузки и нормальных к ней; "τ-κΒξ,^τ-κβζ —удельные, отнесенные к единице перегрузки, весовые коэффициенты квадратурных моментов, пропорциональных первой степени перегрузки и коллинеарных ей; τη^η,τηζη —удельные, отнесенные к произведению единичных перегрузок весовые коэффициенты моментов, пропорциональных произведению перегрузок. Моменты, не зависящие от перегрузки, порождаются пондеромотор- ными силами воздействия сторонних магнитных полей на ферромагнитные элементы ротора и силами воздействия электрических полей, например, на элементы измерительных преобразователей, силами газодинамической природы, воздействующими на ротор, влиянием привода. Моменты, зависящие от первой степени перегрузки и нормальные к ней, порождаются гравиинерциальными силами при наличии смещения центра масс ротора относительно неподвижной точки подвеса. Квадратурные моменты возникают вследствие технологического несовершенства упругого подвеса, в частности вследствие непересечения его осей; моменты, пропорциональные произведению перегрузок, порождаются неравножесткостью конструкции подвеса ротора в осевом и радиальном направлениях. Отнесенные к кинетическому моменту Η гироскопа моменты (4.11) определяют вариант модели дрейфов ДНГ-ДУС. Параметры этой модели в свою очередь зависят от температуры. Вариации температуры относительно номинальной порождают также изменение крутизны измерительных преобразователей углов и, что весьма существенно, крутизны Кт преобразователей моментов. Высокий уровень метрологических характеристик ДНГ-ДУС можно обеспечить на основе использования этой или других адекватных моделей дрейфов [4.3,4.5,4.6] путем предварительной калибровки, а также уточнения параметров дрейфов в процессе движения объекта [4.10]. В табл.4.1 представлены основные характеристики ряда серийно выпускаемых ДНГ-ДУС.
4.2. Волновые оптические гироскопы Под термином «волновые оптические гироскопы» обычно понимают два типа гироскопов — лазерный гироскоп (ЛГ) и волоконно-оптический гироскоп (ВОГ). Носителем информации об угловой скорости вращения основания в этих гироскопах являются электромагнитные волны. В конструкциях ЛГ и ВОГ эти волны оптического частотного диапазона распространяются по замкнутому оптическому контуру в двух противоположных направлениях и при вращении контура в процессе его полного обхода проходят разный путь. Разность оптических путей волн в соответствии с эффектом Саньяка пропорциональна угловой скорости вращения контура. В ЛГ эта разность трансформируется в разность частот, а в ВОГ — в разность фаз волн; соответствующие измерительные преобразователи этих параметров волн формируют выходные сигналы гироскопов. Достоинствами волновых оптических гироскопов являются широкий динамический диапазон измерений, линейность и стабильность выходной характеристики, малая чувствительность к перегрузкам и, в частности, к ориентации входной измерительной оси относительно направления силы тяжести, высокая надежность и малое время готовности, малая потребляемая мощность. Все эти качества предопределяют высокую эффективность использования ЛГ и ВОГ в БИНС. В настоящее время ЛГ широко применяются в БИНС разнообразных подвижных объектов, в частности БПЛА. В последние годы наметился существенный прогресс и в построении БИНС на ВОГ в связи с повышением качества оптического волокна и интегральной оптики, а также в связи с совершенствованием компенсационных схем ВОГ. Теоретические основы построения волновых оптических гироскопов, особенности конструкций подсистем, их метрологические характеристики представлены, например, в [4.11-4.21]. Ниже кратко обсуждаются принципы построения ЛГ и ВОГ, а также основные источники их погрешностей. Кольцевой лазерный гироскоп. Основу ЛГ составляет кольцевой оптический квантовый генератор (КОКГ) (рис. 4.5) на основе моноблочного кольцевого резонатора оптического диапазона, в котором генерируются волны λ| и Аг, распространяющиеся встречно по замкнутому оптическому контуру, образованному оптическими каналами и зеркалами (или призмами полного внутреннего отражения). Помимо квадратной конфигурации резонатора, представленной на рис.4.5, возможна и треугольная, однако квадратная представляется более предпочтительной, особенно для ЛГ небольших размеров, вследствие возможности достижения в этом случае меньшего случайного дрейфа [4.11]. Собственно генерация волн осуществляется в активной зоне оптического канала, заполняемой смесью газов: рабочего — неона (Ne) и примесного — гелия (Не). При подведении высокого напряжения (порядка 2-3 кВ) от генератора накачки к симметрично расположен-
ным электродам в активной среде возникает электрический разряд и электронные удары возбуждают атомы примесного Не, переводя их на верхние энергетические уровни. Затем за счет неупругих столкновений атомы Не передают свою энергию атомам Ne и обеспечивается инверсная населенность верхних энергетических уровней Ne. При переходе на нижние энергетические уровни атомы Ne излучают фотоны или световые волны, частота которых зависит от разности энергетических уровней, между которыми осуществляется переход. В КОКГ эти переходы реализуются в режиме индуцированного излучения, осуществляемого под действием внешнего поля. При этом индуцированные кванты света неотличимы от квантов, порождающих излучение, по длине волны, состоянию поляризации, направлению распространения и фазе. В КОКГ качестве «внешнего» электромагнитного поля, воздействую- Зеркало Анод Зеркало Моноблок резонатора Призма Интерференционная картина Оптический канал Анод Зеркало Активная Катод сРеда » Ме^\/лг х \Полупрозрачное Двухэлементный-^-^ \ ^ фотоприемник —J Рис. 4.5. Схема кольцевого оптического квантового генератора щего на инверсную среду на резонансной частоте одного из переходов, используются волны, порождаемые собственно Ne и возвращающиеся в исходную точку активной среды после полного обхода оптического контура КОКГ. Таким образом строится оптический генератор, в котором оптические каналы с зеркалами составляют кольцевой оптический резонатор (рис.4.5). При достаточном уровне мощности накачки обеспечивается одно- модовый режим, при котором в КОКГ генерируются когерентные монохроматические бегущие волны λ| и Аг, распространяющиеся встречно по замкнутому оптическому контуру (рис. 4.5) и в первом приближении
являющиеся независимыми. Длина генерируемой волны λ определяется соотношением: т λ=Ν' (4·12) где L — оптический периметр резонатора; N — целое число. При вращении КОКГ вокруг входной оси, нормальной плоскости кольцевого резонатора, в процессе полного обхода его замкнутого оптического контура встречные волны λ|, Аг проходят разные пути, причем эта разность 2AL такова [4.11,4.15]: 4S 2Δ£ = —Ω, (4.13) с где Ω — абсолютная угловая скорость резонатора; S —площадь, заключенная внутри замкнутого контура L; с — скорость света в вакууме. Каждая из волн λ|, Аг, получая при вращении приращение оптического пути ΔΙ/, независимо в соответствие с (4.12) изменяет свою длину и частоту, а разность частот F = ν\ — νι равна: ля Р=-П, (4.14) где i/[, U2 — частоты волн λ[, Аг соответственно. Таким образом, в ЛГ разность частот F встречно распространяющихся волн λ|, Аг пропорциональна угловой скорости Ω вращения КОКГ, причем масштабный коэффициент ЛГ таков: ля К = -. (4.15) В известных конструкциях ЛГ величина масштабного коэффициента имеет порядок 105 Гц/(рад/с). Измерение разностной частоты F осуществляется системой съема информации ЛГ. Лучи А| и Аг через полупрозрачное зеркало и смесительную призму выводятся из резонатора и поступают на двухэлементный фотоприемник, где интерферируют (рис.4.5). Интерференционная картина характеризуется распределением в плоскости фотоприемника, например вдоль оси х, интенсивности света /, которая в предположении, что волны плоские и имеют одинаковую поляризацию, такова [4.14]: I = Io (\ + cos(2nFt- -jxe + Aipj J, (4.16) где I0 — амплитуда интенсивности Г, ε — малый угол расхождения между падающими на фотоприемник лучами); Αφ — квазипостоянный фазовый сдвиг. При отсутствии вращения ЛГ (F — 0) интерференционная картина стационарна и имеет пространственный период, составляющий λ/ε (~ 3 мм); при вращении ЛГ интерференционные полосы перемещаются по поверхности фотоприемника в направлении, определяемом
знаком Ω, а интенсивность света / в фиксированной точке изменяется с частотой F. Фототок /ф на выходе фотоприемника, имеющего размер чувствительной поверхности много меньший периода λ/ε, пропорционален / и также изменяется с частотой F. Таким образом, по частоте изменения фототока можно судить об измеряемой угловой скорости вращения Ω. Используя два фотоприемника, разнесенные вдоль оси χ на четверть периода интерференционной картины λ/4ε, что обеспечивает сдвиг фаз соответствующих фототоков на π/2 со знаком, определяемым направлением смещения интерференционных полос, с помощью фазового детектора определяют знак измеряемой угловой скорости Ω. Заметим, что с позиций наблюдателя, связанного с резонатором, интерпретация принципа работы ЛГ заключается в том, что λ| и Аг, распространяющиеся навстречу друг другу, образуют по периметру резонатора стоячую волну, узлы которой при вращении ЛГ сохраняют свое положение в инерциальном пространстве, и в этом смысле стоячая волна моделирует инерциальную систему отсчета. Можно показать, что частота прохождения узлов или пучностей стоячей волны относительно любой точки оптического контура совпадает с разностью частот F. На практике ЛГ обычно используют в качестве интегрирующего гироскопа для определения приращения угла поворота КОКГ, порождаемого Ω на измерительном интервале Т. В силу (4.14), (4.15) имеет место соотношение: Аат — 1 Δ,φτ ~К 2π или Аат _1_ ~К м. (4.17) где Аат, Αφτ — соответственно приращение угла поворота КОКГ и фазы фототока на интервале времени Т\ Μ —реверсивная (с учетом знака угловой скорости Ω = Αάτ) сумма периодов фототока на интервале Т. На рис. 4.6 представлена схема определения Аат по сигналам двух фотоприемников ФП| и ФПг. ФП1 ФП2 0082πΡί. Фазовый детектор Формирователь импульсов cos^Ft±it/2) Реверсивный счетчик Δα-ι Рис. 4.6. Схема определения приращения угла поворота лазерного гироскопа Каждому из Μ периодов ставится в соответствие импульс, поступающий с формирователя импульсов на реверсивный счетчик; знак импульса формируется фазовым детектором. В соответствии с (4.17)
цена импульса равна \/К (~ 1,5 угл.с.)· Реверсивная сумма импульсов дает приращение угла поворота Ααχ. Соотношение (4.14) определяет идеальную выходную характеристику ЛГ. Реальная характеристика, существенно от нее отличающаяся, представлена на рис. 4.7, где Fc — смещение нуля выходной характеристики; 2ΔΩ3 — зона захвата (синхронизации частот), определяющая зону нечувствительности ЛГ. Идеальная характеристика Характеристика, учитывающая сдвиг нуля. Реальная характеристика Характеристика,учитывающая синхронизацию частот и сдвиг нуля. Рис. 4.7. Выходные характеристики лазерного гироскопа Основным фактором, определяющим смещение нуля Fc, является невзаимность резонатора, то есть неодинаковость условий распространения встречных волн в нем, главным образом, за счет неодинаковости коэффициентов преломления среды для волн. В этом случае разность оптических путей для встречных волн порождает разность частот Fc- Уменьшение смещения нуля обеспечивается в ЛГ симметрированием расположения электродов, двухканальностью системы накачки со стабилизацией токов газового разряда, симметричным расположением диафрагмы по отношению к активной среде, магнитным экранированием КОКГ, исключением температурных градиентов в резонаторе. Существенным фактором искажения идеальной выходной характеристики ЛГ является дисперсия активной среды. При этом активная среда уменьшает расстройку частот F, особенно интенсивно в области малых значений F, что вносит вклад в нелинейность реальной выходной характеристики ЛГ, порождает вариации его масштабного коэффициента К. Вариации масштабного коэффициента имеют место также за счет температурных колебаний оптического периметра резонатора L. Указанные обстоятельства определяют необходимость стабилизации частоты генерации в ЛГ. Это достигается через стабилизацию оптического периметра резонатора, для чего используется система регулирования (стабилизации) периметра — экстремальная система управления с активным поисковым сигналом, обеспечивающая удержание частоты генерации и в точке, где достигается максимум пи-
ка кривой усиления и, следовательно, максимум амплитуды фототока [4.13,4.16]. Зона захвата 2ΔΩ3 (~ 2 · 102 град/ч), имеющая место на реальной выходной характеристике ЛГ (рис.4.7), обусловлена взаимной связью встречных волн, возникающей, главным образом, вследствие взаимного обратного рассеяния энергии каждого из лучей в направлении другого за счет неидеальности поверхности зеркал оптического контура резонатора. При этом существенный вклад в формирование ΔΩ3 вносят неоднородные потери в резонаторе [4.11,4.15]. Для исключения влияния синхронизации частот и нелинейности характеристики ЛГ, которые проявляются при работе в области малых измеряемых скоростей вращения, помимо совершенствования технологии шлифовки зеркал и качества изготовления оптических каналов резонатора, используют несколько способов начального искусственного расщепления частот встречных волн («подставку»). К их числу следует отнести, в частности, подставку на основе принудительного вращения резонатора вокруг измерительной оси с постоянной угловой скоростью Ωπ > ΔΩ3, подставку на основе эффектов Фарадея и Френеля-Физо. Одним из наиболее распространенных типов подставки является виброподставка на основе гармонического принудительного вращения (вибраций) резонатора вокруг входной оси с угловой скоростью Ωπ = ΩποδΐηωΒί, что обеспечивает периодическое смещение рабочей точки выходной характеристики ЛГ из зоны нечувствительности 2ΔΩ3 (рис.4.8). Угловые вибрационные движения резонатора, устанавливаемого в этом случае в упругом виброподвесе, реализуются путем гармонического силового воздействия на резонатор через пьезоэлементы на частоте подвеса ωΒ (ωβ/2π ~ 400 Гц). При этом амплитуда вибраций составляет 2-3 угловые минуты, а амплитуда их угловой скорости на несколько порядков превышает зону нечувствительности (Ωπο 3> ΔΩ3). Введение виброподставки обеспечивает ЛГ осуществление измерений подавляющую часть времени на линейном участке выходной характеристики; одновременно на один-два порядка уменьшается собственно зона захвата. Для исключения из выходного сигнала вклада, вносимого виброподставкой, угловую скорость виброколебаний измеряют, например, с помощью индукционного датчика скорости, формируют соответствую- ^ Ωπ=Ωπο sint^gi Рис. 4.8. Угловая скорость виброчастотной подставки Ωπ
щую ей последовательность импульсов, каждый из которых обозначает эталонированное {\/К) приращение угла поворота за счет виброколебаний, и на измерительном интервале Τ в реверсивном счетчике осуществляется процедура вычета суммы этих импульсов из общей суммы импульсов, формируемых по сигналам фотоприемников. В целом функциональная схема ЛГ имеет вид, представленный на рис. 4.9. Потенциальная точность лазерного гироскопа определяется уровнем естественных флуктуации ширины генерируемой спектральной линии за счет спонтанного излучения и атомных колебаний длины резонатора. Среднеквадратическое значение соответствующей случайной ошибки измерения угла поворота резонатора Δα определяется соотношением [4.15]: XL А Пгй /— ,. . „ч σΔα = ^Δ^— у/Т, (4.18) где Τ — время измерения; Ρ —мощность потерь в резонаторе; h —постоянная Планка; Δ^ρ — конечная ширина линии резонансного пика резонатора. Коэффициент при \/Т в правой части (4.18) носит название коэффициента случайного дрейфа ЛГ, характеризует потенциально достижимый уровень случайного дрейфа ЛГ и может составлять величину порядка 10~4 град/^/ч. Основными параметрами, определяющими точностные характеристики ЛГ, являются нестабильность масштабного коэффициента и дрейф нуля (дрейф ЛГ). Они формируются главным образом за счет нестабильности оптического периметра КОКГ, источниками которой являются в основном колебания температур окружающей и активной сред, а также за счет нестабильности и несимметричности токов разряда в двухканальной системе накачки. Вариации масштабного коэффициента составляют относительную величину порядка 10~5 ч- 10~6. В дрейфе ЛГ принято выделять [4.16]: систематическую составляющую — усредненное по ансамблю реализаций значение средних дрейфов, полученных в процессе одной реализации; нестабильность дрейфа в течение одной реализации (в запуске) — максимальное либо среднеквадратическое отклонение от систематической составляющей; нестабильность дрейфа от запуска к запуску — максимальное либо среднеквадратическое отклонение средних дрейфов в запуске от систематической составляющей; коэффициент случайного дрейфа, на порядок превышающий коэффициент при \/Т в (4.18) и определяемый в значительной степени возмущениями, вносимыми виброчастотной подставкой с ошумлением. Следует отметить, что помимо рассмотренного варианта построения ЛГ несомненный интерес представляют трехосные ЛГ с общим механическим вибратором, многочастотные ЛГ, в частности с неплоским резонатором и невзаимным фазовым устройством (фарадеевская
G ft' a sS J3 X £ и (D CX s τ (D и υ •θ •θ Ч 2 π αϊ χ s CC-Θ- Sjj υ' 3 s G о a: ι θ m υ G
CM Η Я о :£ о CL X ω X X ова имей я X ГЛ-ЗД П ГЛ-2 | ГЛ-1Д и· ^ ГЛ-2 • ς с Г-2 ς ύ. ς БЛГ- < M-ll- ϊέ о _1 00 < cn •134 О о оо G-802 _1 ,. СТИК X Cl Характе| тика» о CL Элект| Ы С X ГО с о. < s S ОКБ «Темп НИИ Полюс * >> £ £ Honeywell Litton ±180 о ±40 ±250 400 -Η [ I 300 -Η [ ±100 [ 100 -Η 800 -Η ±600 изме- гловых >, Диапазон ряемых и •рад/ Ι скоростей 0.11 0,3 0,17 0,5 1.2 3.3 CO со О) го сть и ■ла. Дискретно мереиия yi угл.с. [ [ [ [ [ UD о - О* о о т 0,5-1, 0,6 — о о о ,01-0, о и; I, з· н = о Системат погрешио град/ч 0,0008 (1σ) 0.01 (1σ 0,005 (1σ) [ ο ^ Ю 'Γ' о Ь о ^ | о о [ 0,01 о о Q07 о 0,005 >. X ί и О Т Стабильи ля, град/' 0,0005 СО 0,00 0,002 005 о [ 1 О О 003 о [ 0,003 т о о 003 о 0,003 л „_ Ια: и Случайна погрешио град/^ о ю 1 О о [ ю 1 о т 1 Τ о 1 о т о I ю | о 1П ta I О in о I о in л н о υ ~ о о Стабильи масштаби | коэффициента -20... +70 ; о os τ + -40... +70 ±60 -49.. +75 : in о ч^ 7 + : о о <£> Τ + О ΙΛ CN + ' -20... +50 [ [ -15... +55 !и Q.O >, . Температ диапазон о о о о I 1 о [ чэ сч [ [ СО 2 ОЭ Потребляе мощность, о 225x20 х125 о о 150x1 χ 92 со 1200x15 х84,5 [ со 2x11 χ 145 оо ЧЭ ЧЭ оо сч — S) χ 5 со о* о_ 280 перимет| ■—' 1,3 дм 2,5 дм т "S. ч 1,23 h·- — СО xL3 ^ Χ 0.9 дм Ε Габариты [ [ [ 000 о [ 1 I [ о о 500-10 10000 о о о о СО Ό00 CD СЧ 15000 | Ресурс, ч чэ 2.0 3,8 ЧЭ 1.5 τ | 00. 1,6 [ 00. СП 1.7 | Масса, к - — - СО - ~ СО - _ - ω ИЭЭО МЕИ ° ·> m х Количест рительиы
ячейка, магнитное зеркало), а также ЛГ с частотной подставкой на основе эффекта Зеемана [4.11, 4.12, 4.15]. В табл.4.2. представлены основные характеристики ряда серийно выпускаемых ЛГ. Волоконно-оптический гироскоп. Большинство конструкций ВОГ реализуют схему кольцевого оптического гироскопа нерезонансного типа с источником излучения, находящимся вне кольцевого многовит- кового оптического контура, в котором проявляется вихревой эффект Саньяка [4.18-4.21]. Это обстоятельство, а также технологические достижения последних лет в области разработки высококачественного оптоволокна, твердотельных полупроводниковых источников света, элементов интегральной оптики и др. предопределяют ряд достоинств ВОГ по сравнению с ЛГ. К ним следует отнести сравнительную простоту конструкции в твердотельном выполнении (в перспективе полностью на гибридных интегральных микроэлементах), меньшую массу, габариты и стоимость. Современные конструкции ВОГ уже практически сопоставимы по точности с ЛГ. Все это определяет большие перспективы применения ВОГ в БИНС, в частности, для БПЛА. На рис. 4.10 представлена принципиальная схема ВОГ. Блок обработки Ω Фотоприемник Источник света Катушка оптического волокна Ω Расщепитель Рис. 4.10. Принципиальная схема волоконно-оптического гироскопа Излучение источника света разделяется в расщепителе на две волны λ| и Аг, которые поступают в противоположные концы катушки оптического волокна, распространяются по ней в противоположных направлениях, рекомбинируют на расщепителе и смешиваются в фотоприемнике, где интерферируют. На выходе фотоприемника — фото- ток /ф, линейно связанный с интенсивностью света / на его входе. При отсутствии вращения оптического контура (Ω = 0) обе волны, распространяясь по нему, проходят одинаковый путь, и разность фаз волн λ| и Аг на фотоприемнике отсутствует. При вращении оптического контура с угловой скоростью Ω эти волны проходят разные оптические пути, причем разность путей 2AL на длине одного витка катушки оптического волокна определяется соотношением (4.13). Раз-
ность путей порождает разность времен прихода волн на фотоприемник и, следовательно, соответствующую разность фаз электромагнитных колебаний А^с, пропорциональную угловой скорости Ω [4.18,4.19]: SnSN- A-kRL^ , |ЛЧ А^с = -т—Ω=——Ω, 4.19 Ac Ac где индекс «с» означает, что разность фаз Aipc возникает за счет эффекта Саньяка; N — число витков катушки оптического волокна; S — площадь, охватываемая витком катушки; R — радиус витка; L — длина волокна. Из (4.19) следует выражение для масштабного коэффициента К В0Г: к = 8π5ΛΓ Ас В известных конструкциях ВОГ величина К может составлять (1...40) мрад/град/с. Теперь на основе (4.16), имея в виду, что разность частот колебаний F = 0, угол расхождения лучей ε = 0, получим для интенсивности света I в фотоприемнике: / = /o(l+cosA^c), (4.20) а для тока /ф на выходе фотоприемника: /ф = /Фо(1+со8А0с), М, = £'о, (4.21) где η — квантовая эффективность фотоприемника; е — заряд электрона; h — постоянная Планка; и — частота излучения; /ф0 —амплитуда фототока. Согласно (4.19), (4.21) следует, что приращение фототока определяет угловую скорость вращения основания Ω. Практическая реализация этого принципа измерения Ω требует прежде всего таких схемно-конструктивных решений ВОГ, в которых обеспечивается свойство взаимности, при наличии которого встречные волны А|,Аг при Ω = 0 проходят одинаковые оптические пути, сохраняя определенное состояние поляризации и форму волнового фронта. С этой целью в конструкциях катушки ВОГ часто используют одномодовое, сохраняющее поляризацию волокно, а излучение в катушку вводят и выводят из нее через одномодовый фильтр, включающий, в частности, волоконный одномодовый пространственный фильтр и поляризатор (рис.4.11) [4.12,4.18,4.20]. Следует отметить, что наличие в такой схеме ВОГ двух расщепителей дополнительно выравнивает фазы волн А[,Аг, которые дважды проходят через расщепители и дважды от них отражаются, в то время как в невзаимной схеме ВОГ на рис. 4.10 волна А] проходит через расщепитель дважды, а Аг дважды от него отражается с соответствующим скачком фазы. Характерные параметры катушки одномодного оптиче-
ского волокна ВОГ следующие: диаметр сердцевины волокна — 7 мкм, полный диаметр волокна с защитным покрытием — 250 мкм, длина волокна — 1000 м и более, потери в волокне — 0,2 дБ/км при длине волны 1,55 мкм. В качестве источников излучения используются лазерные диоды, светодиоды и суперлюминисцентные диоды; в качестве фотоприемников — полупроводниковые и лавинные фотодиоды [4.21]. Пространственный волоконный Расщепитель одномодовый фильтр Катушка оптического Источник света Рис. 4.11. Схема волоконно-оптического гироскопа минимальной конфигурации Схема на рис. 4.11 — схема так называемой минимальной взаимной конфигурации. В соответствии с (4.20), зависимость интенсивности / от саньяковской разности фаз Aipc носит косинусои- дальный характер (рис. 4.12), причем собственно Aipc весьма мала. Так, например, применительно к ВОГ, в котором используется катушка с радиусом 0,1 м и длиной волокна 1000 м, при скорости вращения Ω = 1 град/ч разность фаз Aipc = Ю-5 рад. Очевидно, в этом случае, когда рабочая область на характеристике Ι (Αψο) находится вблизи точки А(/?с = 0, крутизна преобразования Αψο, а следовательно и Ω, в информационный сигнал очень мала. Кроме того, при вариациях /о, как видно из (4.20), имеет место аддитивная погрешность (дрейф нулевого сигнала). Для повышения чувствительности ВОГ между встречными волнами искусственно вводят разность фаз Αφ = π/2; в этой точке крутизна характеристики I (Aipc) — максимальна. На практике с учетом минимизации отношения сигнал/шум величину смещения Αφ часто выбирают в диапазоне π/2 < Αφ < (3/4)π [4.18]. Введение разности фаз обычно осуществляют путем размещения на одном из входов в катушку Рис. 4.12. Зависимость интенсивности излучения / от разности фаз Саньяка
фазового модулятора. Наибольшее распространение получила схема с использованием взаимного фазового модулятора (рис. 4.13). Собственно фазовый модулятор, например, представляет собой несколько витков оптоволокна, намотанного на пьезокерамическую трубку. Модулирующее напряжение, поступающее от задающего гене- Источник света Усилитель фотоприемника Демодулятор Выходной сигнал Задающий генератор Фильтр Фазовый L^2 \ I модулятор|" /^/^\\\ Катушка оптического волокна Ω Рис. 4.13. Схема волоконно-оптического гироскопа минимальной конфигурации с фазовым модулятором ратора и деформирующее трубку, периодически изменяет длину оптоволокна и его показатель преломления, в результате чего периодически изменяется оптический путь волны, проходящей через модулятор, и возникает искусственное приращение ее фазы. Это приращение выбирается равным π/4. В соответствии с рис. 4.13, модуляция фазы волны λ[, распространяющейся в катушке по часовой стрелке, происходит с временным опережением то по отношению к модуляции фазы волны Аг, где то — время обхода катушки. Выбирая то в качестве полупериода модуляции, обеспечивают периодическое изменение разности фаз Αφ с амплитудой π/2 [4.18,4.20]. Рис. 4.14 иллюстрирует процесс фазовой модуляции встречных волн в ВОГ по прямоугольному закону и соответственно процесс модуляции интенсивности света в фотоприемнике. При Ω = 0 модуляция интенсивности света отсутствует. При Ω^Ο она имеет место, причем для интенсивностей I\,h на рис.4.14 справедливо: J, = Io (\ +cos (-^ + ΔφΑ) = /(1 +sin Atpc), I2 = Io(\ +cos (^ + Atpc)) =1(1 -sin A^c)· /o^l +cos ^- + A^C Глубина модуляции ΑΙ: ΑΙ = /| - h = 2 Jo sin A^c- (4.22)
Выходной сигнал, пропорциональный Δ/, формируется в демодуляторе (рис.4.13). Существенно то, что помимо обеспечения максимальной крутизны преобразования А^с в информационный сигнал, в этой схеме ВОГ исключается аддитивная погрешность, порождаемая вариациями /о, коэффициентами усиления в электронной цепи обработки сигнала и амплитуды модуляции, но сохраняется мультипликативная погрешность — вариации масштабного коэффициента и его нелинейность. Рис. 4.14. Прямоугольная фазовая модуляция волн в волоконно-оптическом гироскопе С целью уменьшения уровня мультипликативных погрешностей, обеспечения линейности его выходной характеристики в широком диапазоне измеряемых угловых скоростей ВОГ выстраивают по компенсационной схеме. Для этого в оптическом контуре распространения встречных волн необходимо обеспечивать дополнительную искусственную разность фаз Δ^μ («сигнал» обратной связи) таким образом, чтобы выполнилось условие А(/?с + А^м = 0. (4.23) Наиболее распространенный способ формирования переменной Δ^μ заключается в использовании, например, пьезокерамического фазового модулятора, как и ранее расположенного на входе в катушку оптического волокна, на который, в рассматриваемом случае, поступает пилообразное напряжение, скорость изменения которого пропорциональна Δ^ο- На рис.4.15 представлены характерные законы модуляции этим напряжением фаз ψμ,, Ψμ2 встречных волн λ|, Аг соответственно,
причем модуляция φΜΐ осуществляется с запаздыванием по отношению к модуляции φΜι на время то распространения волны Аг по катушке оптического волокна. При достижении ψΜ, (ψμ,) максимального значения модулятором осуществляется скачок фазы на величину 2π. Как видно на рис. 4.15, необходимая разность фаз Δ^μ накапливается на интервалах то AVM1.VM2 ^м(кРУтизна) ηΑψΜ 4 ¥>МГ0 ^^"^ \',2π t Рис. 4.15. Пилообразная фазовая модуляция волн в волоконно-оптическом гироскопе и составляет фмто, где фм — крутизна пилообразного изменения ΨΜ\ {ψμ3)- Из (4.23) с учетом (4.19) получим: — ίί = ψΜ , Ас с где L| — оптическая длина одного витка катушки. Тогда крутизна фм такова: Ψμ 8π5 ' XL, Ω. (4.24) Фактически формирование фм эквивалентно сдвигу круговой частоты волн; сдвиг же циклической частоты Fn = — (4S/XL[)Q совпадает по модулю с разностью частот F, определяемой согласно (4.14) как разность частот встречных волн в резонаторе ЛГ. Как видно из рис.4.15, в процессе формирования компенсирующей разности фаз ΑψΜ = фмто за счет «сброса» фазы на интервалах то возникают стробы, порождающие погрешности ВОГ в течение времени то после каждого сброса, если высота этих строб отличается от 2π. Следует отметить также, что подсчет числа «сбросов» (с учетом их знака) обеспечивает измерение приращения угла Δα поворота ВОГ на интервале измерения. Действительно, на основе (4.24) для ВОГ с катушкой диаметром D из волокна с показателем преломления η имеем: ΨΜ 2-кР Хп Ω. (4.25)
Интегрированием (4.25) на периоде пилообразной фазовой модуляции, на котором достигается приращение фазы, равное 2π, для соответствующего этому приращению угла поворота ΔαΜΗΗ получим Ааы 15' (4.26) Соотношение (4.26) определяет минимальное приращение угла поворота, регистрируемое при каждом скачке фазы на 2π. Так, при длине волны λ = 1,55 мкм, диаметре катушки D = 0,1 м, показателе преломления волокна п= 1,41 приращение ΔαΜΗΗ составляет 45,6 угл.с. Схема компенсационного ВОГ с пилообразной фазовой модуляцией представлена на рис.4.16. Блок обработки Формирователь крутизны фм Фотоприемник Источник света X Г Фильтр \^2 λι Генератор пилообраз ного напряжения^ Выходной сигнал Пьезокера- мический фазовый модулятор Катушка оптического волокна Рис. 4.16. Схема волоконно-оптического гироскопа компенсационного типа Современные конфигурации ВОГ характеризуются использованием цифровой обработки информации в его замкнутом контуре и широким применением интегральных оптических компонент (светоделителей, поляризаторов, фазовых модуляторов и др.), выполняемых по гибридной технологии, в частности на электрооптической подложке из ниобата лития. Функциональная схема высокоточного ВОГ с сохраняющим поляризацию волокном, в котором используются эти подходы, представлена на рис.4.17. Одним из перспективных направлений построения высокоточных ВОГ является применение в катушке сравнительно недорогого одно- модового оптического волокна с деполяризацией поступающего в него оптического излучения [4.18,4.20]. Перспективными являются трехосные архитектуры ВОГ с использованием ряда элементов для одновременного обслуживания всех трех измерительных каналов [4.12]. Рассмотрим теперь кратко основные источники погрешностей ВОГ. Фундаментальный порог чувствительности ВОГ регламентируется дробовым (фотонным) шумом фотоприемника, уровень которого, в свою очередь, зависит от мощности оптического излучения, поступающего в фотоприемник. При этом среднеквадратическое значение соответ-
ствующего фазового шума фотоприемника σ^ψη определяется соотношением [4.19]: σΔν IhvAf 0,5Pn ' (4.27) где Pq — мощность входного излучения в ВОГ; Δ/ —полоса пропускания системы обработки сигнала. Источник света Фотоприемник Усилитель фотоприемника Ζ АЦП Интегральная оптическая система (поляриза- тор,фильтр,фазовые модуляторы)^ Генератор периодической модуляции f\r"'h'"-J"'^7'| Линейная поляризация Схема управления Блок цифровой демодуляции и обработки Генератор "пилы" Выходной сигнал Формирователь крутизны "пилы" Рис. 4.17. Схема высокоточного волоконно-оптического гироскопа Из (4.27) с учетом (4.19) для среднеквадратического значения порога чувствительности ВОГ σηπ как измерителя угловой скорости получим ση„ _ с / hv ^AJ ~ 2ttuLDV 0,5Po (4.28) Для ВОГ, имеющего D = 0,1 м, i = 1000 м, ν = 1,93 ■ 1014 Гц, 0,5Лз = ЮО мкВт, порог чувствительности (4.28) составляет 15-Ю-2 град/(чД/Гц"). Одним из основных источников погрешностей ВОГ, а также основным механизмом потерь в волокне, является обратное рэлеевское рассеяние. Оно представляет собой рассеяние волн на микронеодно- родностях волокна, а также за счет их отражения от дискретных оптических элементов в направлениях, противоположных основным встречным волнам. При этом когерентная составляющая обратного рассеяния интерферирует с основными волнами, что порождает флуктуации разности фаз встречных волн. Соответствующая максимальная
погрешность измерения угловой скорости вращения δΩ,ρ определяется соотношением [4.20]: где β — угол ввода излучения в сердцевину волокна; as — коэффициент рассеяния света в волокне. Одним из эффективных способов уменьшения этой погрешности является уменьшение степени когерентности между основными и рассеянными волнами. Это может быть достигнуто, в частности, за счет использования широкополосного источника света с малой длиной когерентности. При этом, вследствие большой разницы оптических путей основных и рассеянных волн, интерференционная картина, порождаемая их взаимодействием, размывается. В качестве широкополосных источников используют, в частности, суперлюминисцентные источники света. Отметим, что уменьшению влияния обратного рэлеевского рассеяния способствует и использование периодической фазовой модуляции. Погрешности ВОГ порождаются также за счет нелинейного электрооптического эффекта Керра, заключающегося в изменении показателя преломления оптической среды при изменении интенсивности распространяющейся в ней световой волны. В этой связи различие мощностей встречных волн за счет, например, температурной нестабильности разветвителей приводит к невзаимности встречных волн и к дополнительному сдвигу фаз между ними. Соответствующая погрешность <Шк измерения угловой скорости такова [4.19]: ЛПк.|„2Чо0_2м)(Ш_|р>!, (4.з„, где «г — коэффициент Керра среды; г\с — импеданс среды; Μ — коэффициент расщепления световой волны по мощности; I (t) — интенсивность источника излучения; знак () обозначает осреднение по времени. Как следует из (4.30), при Μ = 0,5 погрешность, порождаемая эффектом Керра, отсутствует. Она отсутствует также при выполнении условия (/2 (ί)) = 2 {I (t)) , что достигается использованием, например, суперлюминесцентных источников. Другим невзаимным эффектом, который приводит к появлению погрешности ВОГ, является магнитооптический эффект Фарадея, сущность которого состоит в том, что во внешнем магнитном поле при повороте плоскости поляризации излучения изменяется показатель преломления волокна, и появляется дополнительная разность фаз встречных волн. Этот эффект не столь выраженно проявляется в ВОГ с волокном, сохраняющим поляризацию. Наиболее эффективный способ уменьшения этих погрешностей — магнитное экранирование ВОГ.
Существенный вклад в погрешности ВОГ вносят также зависящие от времени температурные градиенты вдоль оптического волокна [4.19]. Они порождают нестационарные изменения показателя преломления и длин участков волокна. Эти изменения приводят к невзаимности, поскольку встречные волны проходят эти участки за различное время. В предположении, что температура оптического волокна катушки изменяется линейно от его внутреннего слоя намотки к наружному, соответствующую погрешность δΩτ измерения угловой скорости можно представить так: nL2 fdn \ δΑΤ ίΛηι. mT=24Ns{lr+an)-W> (4·31) где Τ — температура в точке оптического волокна; AT — разность температур по сечению катушки; а — линейный коэффициент теплового расширения волокна; δΑΤ /δϋ — температурный градиент во времени. Оценки показывают, что погрешность δΩτ является одной из определяющих в ВОГ. Уменьшение δΩ,τ может быть достигнуто за счет симметричной, относительно середины оптического контура, намотки катушки. При этом части волокна, которые отстоят одинаково от средней точки оптического контура, находятся рядом друг с другом. Это приводит к симметричному распределению температуры относительно средней точки и теоретически к исключению погрешности δΩτ- Одновременно используется температурное циклирование катушки после ее намотки для стабилизации размеров и относительного положения витков, а также алгоритмическая компенсация остаточного температурного дрейфа в процессе эксплуатации ВОГ. Помимо указанных возмущающих факторов следует отметить также вибрационные возмущения, которые порождают погрешности ВОГ через возмущение параметров оптического волокна. Возникающая при этом погрешность пропорциональна скорости изменения вибрационного ускорения с коэффициентом порядка 0,5... 3 град/ч/g/c, где д — ускорение силы тяжести. Существенно может быть также влияние акустических шумов через пьезооптический эффект в частотной полосе до нескольких кГц [4.18]. В целом погрешности ВОГ характеризуются уровнем нестабильности масштабного коэффициента (главным образом температурной) и его нелинейностью, систематической составляющей дрейфа (смещение нуля) гироскопа, стабильностью дрейфа в запуске и от запуска к запуску, шумовой составляющей выходного сигнала. Существенный вклад в эти параметры вносят, естественно, не только оптические, но и электронные компоненты ВОГ. В табл.4.3 представлены основные характеристики ряда ВОГ отечественных компаний.
о CQ со Η я о poci же ги| >ваи еио 1 X СО о CQ 951 03 α. СП СП L_ OD θ о Г91 03 0 о (j >> 4 ϊέ С u. о 0D о о ВОГ 06/ СО о . = Г-12 рех- сиы 03 о из РС-501 и о о о PS-2 00 о о о СРС | Η Характер! 1тика ИЗО θ ϊέ Π с χ с :£ χ χ ПТОЛ О о о +Ϊ о 00 -н О о 1П -н о о СО -н о о 1П -н in -Η ±800 ο ο ο ο 1П -Η-Η 250 -Η CO -Η ο ο +i зме- )ВЫХ = 5 >, Диапазон ряемых Д/с CL 1 скоростей I I I сч | о сч [ [ I к 3" (- χ о Системат погрешно град/ч СО_ о о СО 1П о CD О 0,5 СО о ° — о 1П 0,00 °. о i ί1 о о _ Стабильн смещения град/ч — о CD О О 1П О о" СО о о CD О 0.05 ,003 о о о СО 0,00 СО о о о Случайна (шумовая м ΙΟ погрешно град/Уч Ί о 1 о - 1 о 1П т О 1 о 1П 1 о 1 о 1 о 1П 1 о h- 1 о сч 1 о сч £ о u Ь о о Стабнльн масштабн н | коэффицие! о h- + -30. о h- + -30. о + О СО 1 .+70 о СО 1 о to + CD to I о tO + CD in 1 о (О -40...+ o to + CD Τ | I [ :S ίυ ClO b- Температ; диапазон, in - in [ [ 1П (O (O (O ra CQ Ξ <υ · Потребля мощность о СО X о 013 о СО X о 1П 5 о (О X 1П СО X 1П о χ о 00 51 1П h- χ " Si in χ (О 00 χ 130 in in X CO si 1П СП oq Xco £ x СП о ОхЗ о 5 о τ ν 250: si о τ χ о 015 Ξ Габариты о in C^l о о h- о 00 о сч о о 1П о 1П in [ 000 ОО о о τ CD 120ι о о 00 | Масса, г [ 000 о 1 о о 150 1 | 1 3000G | 1 I Ресурс, ч
4.3. Волновой твердотельный гироскоп ВТГ относится к классу волновых электромеханических гироскопов; принцип его работы основан на использовании инерционных свойств стоячей волны, возбуждаемой в упругой осесимметричной оболочке (резонаторе). Достоинствами ВТГ являются: высокая точность, того же порядка, что у ЛГ и ВОГ, при несколько меньших размерах; широкий динамический диапазон измерений; малая чувствительность к линейным перегрузкам; устойчивость к ударным механическим воздействиям и радиационному излучению; слабая зависимость точностных характеристик от температуры; малое энергопотребление; высокая надежность, в том числе возможность работы после кратковременных перерывов электропитания; малое время готовности. Рассмотрим здесь общие принципы построения ВТГ и основные источники его погрешностей [4.22-4.25]. Особенности микроэлектромеханического ВТГ изложены в параграфе 4.4. Основу конструкции ВТГ составляет полусферический резонатор — тонкая упругая оболочка вращения, укрепленная с помощью ножки на основании (рис.4.18). Оболочка выполняется из высокодобротного Рис. 4.18. Полусферический резона- Рис. 4.19. Ориентация волнового по- тор ВТГ ля материала, в частности, плавленого кварца, с уровнем добротности порядка ΙΟ6... 107. Рабочей частью резонатора является свободный край полусферы. Возбуждаемая в резонаторе упругая стоячая волна представляет собой изгибные колебания, как правило, с номером формы к = 2, и имеет четыре узла, а также четыре пучности, расположенные первоначально на осях хх и уу. При вращении резонатора вокруг оси симметрии с угловой скоростью Ω волновое поле проскальзывает относительно тела резонатора, пучности располагаются на осях х'х'
и у'у1', и угол ψβ между осями хх и х'х' является мерой угла поворота резонатора I /Ωώ) в инерциальном пространстве. Выделим из тела резонатора кольцо — свободный край полусферы, представленный на рис. 4.19, где обозначены: W (φ, t) — радиальное перемещение текущей точки кольца в произвольный момент времени ί; Wq — амплитуда колебаний в точке пучности; φ — окружной угол, определяющий положение радиальной линии, на которой находится текущая точка. В работах [4.22,4.23] показано, что применительно к модели идеального упругого нерастяжимого кольца, вращающегося с квазипостоянной скоростью Ω, радиальное перемещение W (φ, t) можно представить в виде: W (ί, φ) = Wq cos 2k cosrofcV1 + ^TT)l·· (4.32) где χ — параметр, характеризующий упругие свойства кольца; <+>ок = (хк (к2 — \))/\/к2 — 1 —собственная частота колебаний кольца по к-й форме (при Ω равной нулю). Из (4.32) для пучности, в частности, имеем: 2к 2 А^в + р—-Ωί = 0, ¥>в = -р—j-Ωί. (4.33) В общем случае, когда Ω = Ω(ί), угол ориентации волнового поля Ψβ относительно тела резонатора таков: ΨΒ к2+ 1 Qdt. (4.34) Соотношение (4.34) определяет инерционные свойства волны и измерительные свойства ВТГ. Коэффициент К — 2/(к2 + 1) — масштабный коэффициент ВТГ; его величина при к = 2 равна 0,4. Для полусферического резонатора масштабный коэффициент несколько отличается от 0,4 [4.22,4.23]. Заметим, что согласно (4.32) частота колебаний резонатора зависит от скорости его вращения Ω. Рассмотренный эффект инерционности волнового поля используется для построения ВТГ-ДУС (датчика угловой скорости) и интегрирующего ВТГ-ИГ (измерителя угла поворота основания). Для обеспечения колебаний резонатора ВТГ-ДУС применяется позиционное возбуждение, которое реализуется с помощью пары сосредоточенных электродов, подключенных к источнику переменного напряжения (рис.4.20, а). Частота этого напряжения составляет половину от резонансной частоты колебаний резонатора; при этом частота возбуждающих пондеро-
моторных сил, являющихся электрическими силами притяжения резонатора к электродам, совпадает с собственной частотой колебаний резонатора по основной — второй форме. Резонатор выполняется, например, из плавленого кварца; поверхность резонатора металлизируется. При отсутствии угловой скорости пондеромоторные силы формируют Резанатор Электрод Рис. 4.20. Позиционное возбуждение резонатора (а); ориентация волнового поля при позиционном возбуждении (б) стоячую волну, пучности которой ориентируются по осям электродов. При вращении основания волновое поле в силу эффекта инерционности отстает от тела резонатора, однако возникающие силы электрического тяжения увлекают волну вслед за резонатором, и устанавливается угол отставания φ& (рис.4.20,б), определяемый соотношением [4.22,4.23]: tg2^: в = — 8 Ω (4.35) где ωο — собственная частота колебаний резонатора по второй форме; ξ —параметр, характеризующий диссипативные свойства резонатора. Согласно (4.35), при малом отставании волнового поля угол ψβ пропорционален угловой скорости вращения основания. На рис. 4.21 представлена функциональная схема ВТГ-ДУС компенсационного типа. Здесь информационные электроды 3, составляющие с металлизированной поверхностью резонатора / емкостные датчики, а также предварительный усилитель 6, схема стабилизации амплитуды и фазовой синхронизации 7, широкополосный фильтр 8 и силовые электроды 2 создают автоколебательный контур, формирующий стоячую волну. Ее пучности ориентируются по осям электродов 2, 3, а узлы — по осям
информационных электродов 4 и силовых электродов 5. При вращении резонатора за счет отставания волнового поля в областях электродов 4, 5 возникают радиальные колебания резонатора, амплитуда которых возрастает по мере возрастания измеряемой угловой скорости. Контур, составленный электродами 4, предварительным усилителем 9, 1 8 —,— ι 7 ц , , 3^ '—* » » 1 \1 ^ s+ ι(____\___Χ л \ ч 4/у-~ 1 2У ψ\ 1 1*-9 «-10 — — 11 ;. Рис. 4.21. Функциональная схема компенсационного ВТГ-ДУС фильтром 10 и электродами 5, создает компенсирующее воздействие на резонатор, направленное на устранение колебаний в узлах. Напряжение на выходе демодулятора // пропорционально измеряемой угловой скорости. Как показал опыт разработок, ВТГ-ДУС по точности уступает ВТГ-ИГ. Для обеспечения колебаний резонатора ВТГ-ИГ используется принцип параметрического возбуждения. Он реализуется с помощью кольцевого электрода, расположенного на корпусе и окружающего резонатор (рис.4.22,4.23); при этом к электроду и резонатору подводят напряжение Uu, частота которого ωη близка к собственной частоте колебаний резонатора: Un = Unocos ωπί, (4.36) где !Упо — амплитуда напряжения питания. Первоначально в резонаторе с помощью дискретных силовых электродов возбуждают колебания во второй форме, затем напряжение подключают к кольцевому электроду, и возникает параметрический резонанс. В этом случае, в силу симметричной кольцевой геометрии электрода и резонатора, структура невозмущенного колебаниями электрического поля не зависит от окружного угла ψ, и увлечение волнового поля пондеромоторными силами при вращении резонатора отсутствует.
Для обеспечения устойчивости процесса параметрического возбуждения амплитуду колебаний резонатора стабилизируют, управляя амплитудой напряжения !Упо [4.22,4.23]. Кроме того, вследствие нестабильности собственной частоты резонатора, ее расщепления за счет неидеальности резонатора, необходима непрерывная корректировка частоты ωχ\ в (4,36) для настройки на резонанс. Это осуществляется системой автоподстройки частоты. Кольцевой электрод. Резонатор Рис. 4.22. Параметрическое возбуждение резонатора Корпус Резонатор Основание Кольцевой электрод Дискретный электрод Информационный электрод Рис. 4.23. Конструктивная схема ВТГ Съем информации о параметрах волнового поля во вращающемся резонаторе с целью определения, в частности, угла ориентации волнового поля 1рв относительно тела резонатора осуществляется в ВТГ-ИГ
с помощью емкостной системы съема. Используются восемь емкостных датчиков (Д, ... Д8), информационные электроды которых расположены на основании симметрично по внутренней металлизированной поверхности резонатора (рис. 4.23,4.24). Сигналы диаметрально противоположных датчиков Д[,Дз,Д5,Д7 суммируются на операционном усилителе ОУ[ (сигнал Uc, косинусный канал), а сигналы датчиков Д2,Д4,Дб,Д8 — на операционном усилителе ОУг (сигнал 17s, синусный канал). После осуществления демодуляции сигналов Uc и Us относительно опорного сигнала cos ωπί в фазных демодуляторах ФД, и ФД2 и относительно сигнала sin ωπί в квадратурных демодуляторах КД, и КД2, в блоке обработки информации осуществляется определение всех параметров волны, включая Несогласно функциональной схеме ВТГ-ИГ, представленой на рис. 4.24, эта информация поступает в блок стабилизации колебаний, формирующий напряжение питания Uu кольцевого электрода, и в блок начального возбуждения резонатора, реализуемого, например, через две пары дискретных, расположенных диаметрально противоположно силовых электродов. Эта информация поступает также в блок электронной балансировки. Процедура электронной балансировки необходима для уменьшения дрейфов гироскопа — дрейфов волнового поля, порождаемых дефектами резонатора, в частности анизотропией по окружному углу φ его плотности, толщины оболочки, модуля Юнга. Эта анизотропия порождает зависимость собственной частоты колебаний резонатора от ориентации оси, вдоль которой они происходят. Возникает расщепление собственной частоты, численную величину которого определяют как разность между максимальной и минимальной частотами. Наибольшее влияние на величину расщепления оказывает четвертая гармоника разложения соответствующей неоднородности в ряд Фурье, поскольку она дает расщепление, пропорциональное амплитуде дефекта и на порядок большее, чем другие гармоники разложения. При этом колебания резонатора с максимальной и минимальной частотами имеют место вдоль так называемых собственных осей жесткости, развернутых друг относительно друга на угол 45° [4.23]. При начальной ориентации колебаний вдоль одной из собственных осей жесткости дрейф гироскопа отсутствует. Электронная балансировка обеспечивает слежение одной из собственных осей жесткости за волной таким образом, чтобы пучность волны все время располагалась на этой оси. С этой целью используется система из 16 силовых дискретных электродов, расположенных равномерно вокруг наружной поверхности резонатора (рис. 4.24). В блоке электронной балансировки на основе информации о фазных и квадратурных составляющих выходного сигнала формируются напряжения на этих электродах, обеспечивающие силовое воздействие на резонатор по четвертой гармонике,
Ы т S Р | я jS s: о ш I О I О. s: о я о а. о Ч Е- I 1С Ϊ И ω Ч Ч га ω \ο , СО _ g^i О- ю Е- — ω ' Τ ~ О чэ CN ' Ю ~ — h-T СО* ' ' чэ ~ сч ОО V ' ' ' о 3 я а. а: θ О) -θ- ω ^
привнося тем самым дополнительные отрицательные пондеромоторные жесткости, обеспечивающие решение задачи слежения. В условиях воздействия линейных вибраций основания проявляется влияние на уровень погрешности ВТГ первой, второй и третьей гармоник разложения в ряд Фурье дефекта его плотности. В частности, при резонансном воздействии продольной вибрации вдоль оси симметрии резонатора волна стремится к ориентации, определяемой второй гармоникой дефекта. При наличии поперечной вибрации аналогичную роль в ориентации волны играют первая и третья гармоники [4.23]. Другим дефектом резонатора, порождающим дрейф волны, является анизотропия по окружному углу параметра демпфирования ξ изгибных колебаний. Помимо дефектов резонатора источниками погрешностей ВТГ-ИГ являются дефекты кольцевого, силовых и информационных электродов (неточность изготовления электродов, неточность их расположения, неравномерность зазора между электродом и резонатором). Кроме того, поскольку в ВТГ-ИГ осуществляется управление волновым полем и компенсация его дрейфа через обратные связи по информации от системы съема, существенным источником погрешностей являются дефекты формирования управляющих и компенсационных сигналов. Таблица 4.4. Основные характеристики ВТГ Характеристики Систематический дрейф, град/ч Случайный дрейф, град/ч Шум, град/ч Стабильность масштабного коэффициента Резонансная частота, кГц Температурный диапазон, °С Потребляемая мощность, Вт Габариты, мм Масса, г Ресурс, ч Наименование гироскопа ТВГ-3-1 ТВГ-3 ТВГ-4 РПКБ 3 0,005- 0,01 - 2-10"5 2,8±0,2 - 1,5 065 χ 92 350 100000 3 0,1 - 2-Ю"5 - - 1,5 065 χ 92 350 100000 3 0,003- 0,005 - 2-Ю"5 - - 0,1 065 χ 64 300 100000 ВТГ ВТГ-М Авиаприбор - 10"3... Ю"4 Ю"4... 10"5 - - -60... + 100 - - 700 150000 - ю-1... ΙΟ"2 ю-2... 10"3 - - -60... + 125 - - 80 150000 ТВГ Меди кон 2,5 5-Ю"3 - - 8 -40... + 120 1,5 040 χ 4 97 100000
Имеет также место и тепловой дрейф ВТГ в значительной мере за счет температурной нестабильности электроники. Интегрально погрешности ВТГ можно охарактеризовать совокупностью параметров, включающей систематическую и случайную составляющею дрейфа, шум, нестабильность масштабного коэффициента. Эта совокупность может быть детализирована путем учета параметров тепловых дрейфов. Следует отметить, что ВТГ не получил пока широкого распространения, что объясняется, по-видимому, в первую очередь технологическими проблемами балансировки и интегрирования механической и электронной компонент гироскопа [4.16]. Основные характеристики ряда отечественных ВТГ представлены в табл. 4.4. 4.4. Микромеханические гироскопы и акселерометры Одним из наиболее интенсивно развивающихся новых направлений разработок ИЧЭ является направление микроэлектромеханических систем (МЭМС). В рамках технологий МЭМС разрабатываются микромеханические гироскопы (ММГ) и микромеханические акселерометры (ММА). Применяемые при производстве ММА, ММГ технологии современной твердотельной микроэлектроники, а также используемые материалы позволяют обеспечить малые габариты, вес и энергопотребление, высокую надежность и устойчивость к внешним воздействиям, низкую стоимость датчиков. Технологическая совместимость механической части датчика и сервисной электроники позволяет создавать практически в единых технологических процессах интегральные модули — чипы-гироскопы и чипы-акселерометры, а также сборки инер- циальных элементов объемом 0,5-10 см3 с потребляемой мощностью 0,5-1 Вт. Выбор кремниевой технологии определяется возможностями микроэлектронной промышленности, а также уникальными свойствами кремния как конструкционного материала. Кремний, являясь дешевым и доступным материалом, обладает высокой механической прочностью (модуль Юнга ~ 10" н/м2), у него практически отсутствуют гистерезис и пластические деформации, мал температурный коэффициент линейного расширения, αχκρ = 2,6 ■ 10_б 1/°С; он отличается большой временной стабильностью параметров; этот материал может подвергаться длительным циклическим нагрузкам, не проявляя эффекта усталости и накопления внутренних напряжений. Благодаря низким внутренним потерям на трение в кремнии удается достичь добротности осциллятора порядка 105. В упругих подвесах ММГ и ММА в основном используются два типа механических структур и им соответствуют два типа технологических процессов обработки кремния — объемная (bulk-micromachined) и поверхностная (surface-micromachined). При объемной обработке происходит удаление материала путем химического травления в соответствии с кристаллографической структурой материала. В этом случае
возможно изготовление структур с толщиной до нескольких сотен микрометров. При поверхностной обработке на планарной поверхности кремниевой пластины с использованием диффузии, фотолитографии и анизотропного травления формируется рельеф осциллятора. После операции анодного сращивания со стеклянной подложкой производится удаление «жертвенного» слоя кремния до вскрытия рельефа осциллятора. Толщина получаемых пластин осциллятора ограничена величинами порядка 10-20 мкм. 4.4.1. Микромеханические гироскопы. В настоящее время известно большое количество разнообразных конструктивных схем ММГ [4.26-4.31]. Теоретические основы построения ММГ и ММА подробно изложены, например в [4.26,4.27]. Общим конструктивным признаком вибрационных микрогироскопов-датчиков угловой скорости является использование в них различных по конфигурации двухстепенных упругих подвесов чувствительного элемента (ЧЭ). Принцип работы ММГ заключается в создании относительно корпуса знакопеременного поступательного либо вращательного движения ЧЭ по одной из степеней свободы и измерении перемещений по другой степени свободы, возникающих под действием кориолисовых сил или гироскопических моментов при наличии переносной угловой скорости корпуса. На рис.4.25 показана реализация принципа на примере двухстепенного упругого подвеса с поступательными перемещениями ЧЭ. При наличии знакопеременной относительной линейной скорости V вдоль оси ОХ и переносной угловой скорости Ω вокруг оси ΟΖ появляются знакопеременное ускорение Кориолиса Wk и соответствующая ему сила Fk вдоль оси OY. Амплитуда у перемещения ЧЭ вдоль оси Υ при равенстве собственных частот по обеим степеням свободы для случая резонанса определяется следующим соотношением: if If ■& 1вЦз 1β Рис. 4.25. Принцип работы ММГ У ^°Ω 2mv Qtt, (4.37) где С, Q — соответственно жесткость и добротность упругого подвеса; т — масса ЧЭ. Амплитуда у, определяемая в (4.37), несет информацию об измеряемой угловой скорости Ω. По принципу построения упругого подвеса все известные типы ММГ можно классифицировать в соответствии со схемой на рис. 4.26. В зависимости от типа движения ЧЭ в подвесе, ММГ можно разделить
на три группы: ММГ RR-типа — с вращательным движением ЧЭ по обеим степеням свободы; ММГ RL-типа — с вращательным движением по одной степени свободы и с поступательным LL-типа — с поступательными движениями по обеим степеням по другой; ММГ |ммг| -<Л- гмп| |гкп |гсм| |грм| Рис. 4.26. Классификация типов мик- ромеханических вибрационных гироскопов свободы. В каждой из выделенных групп количество возможных вариантов схем ММГ может быть весьма велико. На схеме указаны наиболее известные и в той или иной степени реализованные варианты ММГ: ГМП — гироскоп с маятниковым подвесом; ГКП — гироскоп с карданным подвесом; ГК — гироскоп камертонный; ГСМ — гироскоп с сосредоточенной массой; ГРМ — гироскоп с распределенной массой. Рассмотрим кратко принципы построения и типовые конструктивные схемы этих ММГ. ММГ RL-tmina {гироскоп камертонный, ГК). Конструкция ММГ камертонного типа, разработанная лабораторией Ч. Дрейпера, представлена на рис. 4.27. В этом гироскопе вынужденное движение ЧЭ, обеспечиваемое вибрационным двигателем, является поступательным; другое движение, являющееся информационным — вращательным. /Z ^т _т \Ч О ?к\ Р-г[ < Рис. 4.27. Конструкция микромеханического гироскопа RL-типа Рис. 4.28. «Гребенчатая» структура электростатического вибрационного двигателя Конструкция выполнена из монокристаллического кремния и представляет собой камертон, реализованный в виде двух инерционных масс /, закрепленных с помощью упругих элементов 2 во внешней рамке 3. Рамка связана с основанием также через упругие элементы 4, обеспечивающие ей вращательное движение вокруг оси Ζ. С помощью электростатического вибрационного двигателя, выполненного в виде
«гребенчатой» структуры (рис. 4.28), силами Fb возбуждаются противофазные поступательные колебания масс. При наличии измеряемой угловой скорости основания Ω, вектор которой совпадает с осью вращения рамки Z, возникают силы Кориолиса /к, создающие переменный момент сил, порождающий угловые колебания рамки вокруг оси Ζ с частотой, равной частоте двигателя. Амплитуда колебаний рамки является мерой измеряемой угловой скорости. Измерение колебаний рамки осуществляется с помощью емкостного датчика, электроды которого расположены на подложке под инерционными массами. Номинальная величина емкостей между электродами и инерционной массой ~ 1 пФ. Характерный размер инерционной массы в плане ~ 1 мм. Толщина подвеса с целью увеличения жесткости его конструкции и увеличения чувствительности ММГ доведена до 400 мкм. Добротность подвеса по оси возбуждения — 40000, по измерительной оси — 5000 при уровне вакуума в подвесе — 100 Торр. Меньшая величина добротности по оси измерения определяется малой величиной зазора между инерционными массами и подложкой, а также относительно большой величиной площади инерционных масс. Для снижения коэффициента демпфирования в разряженной газовой среде массы выполнены перфорированными. Для обеспечения потребной частотной полосы пропускания в режиме прямого измерения подвес имеет расстройку между собственными частотами колебаний масс и рамки. Одна из основных погрешностей ММГ — квадратурная, порождаемая вибрационным двигателем из-за неперпендикулярности оси возбуждения и измерительной оси. ММГ RR-muna {гироскоп с карданным подвесом, ГКП). В конструкциях ММГ ГКП, впервые разработанных также в лаборатории им. Ч. Дрейпера. реализован упругий карданный подвес ЧЭ. В первом варианте ММГ используется внешний двухрамочный карданный подвес ЧЭ, £ расположенной симметрично относи- ■ , тельно плоскости механической струк- ψ туры. Вокруг оси внутренней рамки с помощью электростатического вибрационного двигателя, реализованного в виде пары электродов, расположен- Рис. 4.29. ММГ с внешним ных на диэлектрической подложке под упругим карданным подвесом внутренней рамкой, создаются угловые колебания ЧЭ и тем самым — кинетический момент ЧЭ по этой оси. При появлении угловой скорости, перпендикулярной плоскости механической структуры подвеса, возникает переменный гироскопический момент, приводящий к колебаниям внешней рамки. Амплитуда ее колебаний пропорциональна измеряемой угловой скорости. Съем колебаний осуществляется с помощью емкостного датчика, пара электродов которого расположена под внешней
рамкой. На рис. 4.29 представлен выполненный по подобной схеме один из вариантов ММГ. В другом варианте ММГ ГКП используется внутренний упругий карданный подвес ЧЭ — дискового ротора / (рис. 4.30). совершающего с помощью вибрационного электростатического двигателя 2 с «гребенчатой» структурой под действием момента Мв угловые колебания на собственной частоте вокруг оси возбуждения Z, перпендикулярной плоскости подложки. / ■г- \ ι Ротор Электроды измерительного датчика Рис. 4.30. ММГ с внутренним упругим карданным подвесом При наличии измеряемой угловой скорости Ω возникает переменный гироскопический момент Мк, вызывающий колебания ротора вокруг оси, перпендикулярной плоскости, образованной вектором измеряемой угловой скорости и осью возбуждения. Съем информации производится по дифференциальной схеме с помощью емкостных датчиков перемещений С. Одну из обкладок емкостного датчика составляет ротор, а вторую — электрод в виде металлической пленки, напыленной на диэлектрическое основание. В ММГ может быть реализован компенсационный режим измерения с обратной связью по моменту с помощью электростатического датчика момента. На рис. 4.31 показан еще один вариант конструкции ММГ с внутренним упругим карданным подвесом, разработанный в ЦНИИ «Электроприбор» [4.28-4.31]. ** *# Рис. 4.31. ММГ ЦНИИ «Электроприбор» с внутренним упругим карданным подвесом
ММГ LL-muna {гироскоп с сосредоточенной массой, ГСМ). Компания Analog Devices Inc. одна из первых применила технологии МЭМС для создания микромеханических акселерометров и микромеханических гироскопов LL-типа. В основу конструктивной схемы ММГ ГСМ положен выполненный из поликристаллического кремния упругий подвес ЧЭ с двумя степенями свободы поступательного движения в плоскости подвеса. ММГ работает в соответствии со схемой, представленной на рис. 4.25. На рис. 4.32 показан вариант конструктивной схемы ММГ с ЧЭ в виде сосредоточенной массы. 'J \, Рис. 4.32. ММГ LL-типа с сосредоточенной массой С помощью гребенчатого электростатического вибрационного двигателя / обеспечивается колебательное движение ЧЭ (инерционной массы) вдоль оси X в упругом-подвесе 2. При наличии Ω возникающее за счет сил Кориолиса перемещение ЧЭ по оси Υ является мерой измеряемой угловой скорости Ω и определяется с помощью емкостного датчика 3. В другой конструкции гироскопа этого типа (рис. 4.33) используются два независимых упругих подвеса двух ЧЭ на одной подложке, объединенных дифференциальной системой емкостного съема, образованной каждым из ЧЭ его системой гребенчатых электродов, а также системой электродов, расположенных на подложке. Такая конструкция ММГ обеспечивает снижение погрешности гироскопа от линейных ускорений, а также от ударов и линейных вибраций основания. Толщина механической структуры подвеса — бмкм. Корпус ММГ не вакуумируется, поэтому, несмотря на невысокую жесткость подвеса из-за его малой толщины и относительно большой площади, достаточная устойчивость к воздействию ударов и вибраций в направлении, перпендикулярном плоскости подложки, обеспечивается воздушной «подушкой», возникающей в зазоре между подложкой и
поверхностью ЧЭ. Добротность подвеса по рабочим степеням свободы вследствие воздушного демпфирования невысока (~ 45), однако это обстоятельство позволяет реализовать в ММГ простую схему прямого измерения путем введения достаточно большой величины расстройки • · · · п«а Рис. 4.33. ММГ компании Analog Devices (~ 300 Гц) собственных частот колебаний ЧЭ по рабочим и информационным степеням свободы. Собственная частота подвеса ~ 15 КГц. Для работы двигателя используется напряжение с амплитудой 12В, обеспечивающее в режиме резонанса амплитуду колебаний ЧЭ 10 мкм, стабилизируемую с помощью контура обратной связи. Для регистрации чрезвычайно малых, вследствие небольшой добротности подвеса, перемещений разработана высокочувствительная емкостная система съема сигнала, позволяющая при номинальной величине перемещения ЧЭ порядка 10_1См измерять его с погрешностью порядка 16 - Ю-15 м. Прибор размещается в керамическом корпусе размером 7 χ 7 χ 3 мм и имеет массу менее 1 г. Достоинством этого ММГ является расположение сервисной электроники в интегральном исполнении на одной подложке с механической структурой в одном чипе, что существенно снижает уровень паразитных и шумовых сигналов в системе съема. В качестве достоинства ММГ следует также отметить отсутствие необходимости вакуумирования корпуса гироскопа. ММГ LL-muna (гироскоп с кольцевым резонатором). В этом гироскопе, принцип работы которого аналогичен принципу работы макро ВТГ, в качестве ЧЭ используется кольцевой резонатор (КР). Достоинством подобного ММГ является его устойчивость к внешним механическим воздействиям, что достигается симметрированием конструкции кольцевого резонатора и его подвеса. Конструкция обеспечивает также минимизацию влияния паразитных степеней свободы на точность гироскопа и температурную стабильность собственной частоты и добротности его резонатора. В известных ММГ с КР, как правило, реализуется схема датчика угловой скорости (ДУС) компенсационного типа. Фирма BAE Systems,
имея большой опыт в проектировании волновых твердотельных гироскопов, успешно применила его при создании микромеханической версии ВТГ (ММГ-ДУС) на основе КР из монокристаллического кремния (рис. 4.34). т щ Рис. 4.34. Конструкция кольцевого ре- Рис. 4.35. Внешний вид вариан- зонатора варианта ММГ та микромеханического гироскопа с кольцевым резонатором КР / удерживается в плате с помощью восьми упругих элементов 2. Диаметр КР — 6мм. размер платы — 10 χ 10 мм2. На внешней поверхности ЧЭ расположены дорожки проводников, образующие 8 электрических контуров. Диаметрально противоположно расположенные петли образуют пары, с помощью двух из которых реализуется система магнитоэлектрического возбуждения колебаний КР, с помощью двух других — система индукционного съема сигнала и магнитоэлектрическая обратная связь. Номинальное значение собственной частоты колебаний КР — 14,5 кГц. Предусматривается балансировка КР путем съема масс с помощью лазера и дополнительная настройка частоты с помощью электростатических датчиков силы для минимизации расщепления собственной частоты Δ/ = /ο/2ζ), где /о — собственная частота колебаний КР, Q — добротность КР для второй формы его колебаний. Собственная частота подвеса КР по оси. перпендикулярной плоскости платы, ~ 5 кГц. Подвес эффективно защищает КР от вибраций основания и выдерживает ускорение порядка 10000 g (при этом возникающие в конструкции механические напряжения примерно на порядок меньше предельно допустимых). Плата с КР крепится к стеклянной подложке путем анодного сращивания. На рис. 4.35 показан внешний вид варианта ММГ с КР. В другом варианте конструкции ММГ с КР применяется электростатическая система возбуждения и емкостная система съема сигнала [4.32]. Такой вариант конструкции существенно упрощает изготовление и сборку ММГ, обеспечивает возможность балансировки параметров КР с помощью электростатического привода, уменьшает габариты и массу, позволяет исключить проблемы, связанные со стабильностью его магнитных компонент, повысить его устойчивость
по отношению к внешним механическим и температурным воздействиям, а также снизить стоимость ММГ. В табл. 4.5 приведены основные характеристики коммерчески выпускаемых, а также некоторых разрабатываемых типов ММГ. 4.4.2. Микромеханические акселерометры. Первые серийно выпускаемые ММА появились значительно раньше, чем ММГ (конец 80-х-начало 90-х гг.) в силу относительной простоты их конструкции в сравнении с конструкцией ММГ — меньшее количество степеней свободы, отсутствует стабилизированный вибропривод, уровень измеряемых ММА инерционных ускорений существенно больше уровня ускорений Кориолиса, измеряемых в ММГ. Отсутствуют такие принципиальные конструкторско-технологические проблемы, как необходимость создания долговременного вакуума в рабочем объеме ММГ для обеспечения высокой добротности упругого подвеса ЧЭ, а также необходимость построения управления высокодобротной механической системой гироскопа и др. В микромеханическом исполнении реализуются в основном три схемы ММА с упругими подвесами ЧЭ как прямого, так и компенсационного измерения: ММА с поступательным перемещением ЧЭ; ММА с упругим подвесом маятникового типа; вибрационный ММА. В свою очередь в акселерометрах с поступательным перемещением ЧЭ используются два различных типа его движения — движение в плоскости подвеса и перпендикулярно к этой плоскости. В качестве датчиков перемещения ЧЭ используются емкостные, а также тензорезистивные и пьезоэлектрические датчики. Компенсация инерционных сил и моментов осуществляется с помощью датчиков силы и момента магнитоэлектрического или электростатического типов. Максимальные ускорения, измеряемые с помощью ММА, могут достигать величин порядка 105 g, уровень погрешности ММА оценивается величиной порядка 10~4-10 g. На рис. 4.36, с, б показаны маятниковые ММА, разработанные в лаборатории Ч. Дрейпера. Конструкция на рис. 4.36, с предназначена для использования в специальных боеприпасах, испытывающих очень высокие ударные перегрузки, и позволяет измерять ускорения до I05 g. ММА, конструкция которого представлена на рис. 4.36, б, а б Рис. 4.36. Микромеханические акселерометры, разработанные в лаборатории Ч. Дрейпера
ЦНИИ «Электроприбор» ОАО «Элпа» Systron Donner Inertial BOSCH Sensortec Silicon Sensing BAE Systems Analog Devices Фи рма ММГ-2 МПГ-1 LCG50 SMG040 (60,61) CRS10 SiRSSOl AD1S16130 RR Виутреикий упругий карда- новый подвес, электростатический двигатель, емкостной съем Пьезокерамический RL Камертон RR Упругий карда- иовый подвес, электростатический двигатель, емкостной съем LL Кольцевой резонатор, электростатический двигатель, емкостной съем LL Кольцевой резонатор, магнитоэлектрический двигатель, индукционный съем LL Два дифференциально включенных независимых упругих подвеса электростатический двигатель, емкостной съем Тип гироскопа ±(50-1500) ±300 ±500 ±240 ±300 ±(50-1500) ±250 Диапазон измерений, град/с 20 мВ/град/с (5±0,15) мВ/град/с 3,2 мВ/град/с 7 мВ/град/с LSB/град/с (32 бита на диапазон) 18,2 мВ/град/с LSB/град/с (24 бита на диапазон) Масштабный коэффициент 5? 0,05 0,5 0,25 - 0,04 Нелинейность, о/ /о ±0,5 41 ±0,3 ±3 (1σ) Смещение нуля, град/с 0,06 (за 30 с) 0,0033 0,00083 0,0016 Стабильность нуля в эапуске, град/с Ю 0,2 0,56 Случайное угловое блуждание, град/^/ч" 0,05 0,01 h- 0,05 Чувствительность к g, град/c/g
«do ID S. ex я: сх —' a; ОАО «Элпа Systron Donner Inertial i| si Шсй slf «J tn = С зд AE Systems CO Analog Devices Фирм: CN ^ о in О О _1 о ел о сЛ cd и Ί о СЛ ел OS V) о со из ел о < £ > га сх Щ О О .В о — а: 0,05 град/с чувствитель 1=* ц. и «3 га сх О о _ „ О ы О и -χ» га сх Щ о κϊ га сх in с5 ^^ О S£ JJ га сх in о l=* ξ 0,0125 град/с/ι S >·> 3 § g CO со in г- g 1 Is 11 О + in CN in CD + О 1 in О + о in CN + О I in + о 43- in CD + О exo b- X CX rn <u ra £ га о χ: и Ε CN О in "о* £ in СП и Ε О со о из ,_. in о О О CN сх га £ О X о CN X О СО г- о X чЗ- σι" CN Χ σϊ CN О χ r- X CO CN CO r-T X О CO X О CO CO CO X ID из CO X За §- CX ra XD £ CN CN 8 8- 2" о s 1 1 ■3 ш a: X 3 <u a: m * 1 V i' „» IIs \
предназначен для использования в системах ориентации и навигации различных типов подвижных объектов; погрешность этого ММА составляет (10-4-10~3) g. Больших успехов в разработке ММА добилась компания Analog Devices, чьи микромеханические акселерометры (рис. 4.37) стали практически первыми массово выпускаемыми инерциальными МЭМС-дат- чиками. Анкер ■ I1 ' Расгяжка Неподвижная... обкладка Ζ "^ Подвижная-» обкладка X\ Неподвижная '- обкладка Υ чэ Инерционная *Анкер Рис. 4.37. ММА компании Analog Devices В основе этих ММА — одно- либо двухкомпонентный упругий подвес инерционной массы со степенями свободы в плоскости подложки (рис. 4.37, с). В качестве системы съема применяется емкостной датчик, выполненный в виде гребенча- .*.*.*.*.·«·. той структуры. Подвес выполнен методом " . * *.■*·*,*-** поверхностной микромеханической обра- *·*·",·*« ботки в поликремнии толщиной 2 мкм ·_■*..■ (рис. 4.37, б). В объеме кристалла кремния . ·. *. ив поверхностных поликремниевых сло- .*■.*., ях помимо ЧЭ размещены усилители сиг- • " * " * * · налов с выхода первичного преобразова- • · *·"■»." теля информации, аналогово-цифровые и 9 л* л *»*·"·* в·" цифроаналоговые преобразователи, демо- • . * ·. * " * " дулятор, источник опорного напряжения, схемы самодиагностики и подстройки схем Рис. 4.38. Резонатор вибра- термостабилизации параметров, циошюго ММА^ лаборато- Пример реализации механического ре- рии Ч.Дреипера зонатора для вибрационного микроакселерометра лаборатории Ч. Дрейпера показан на рис. 4.38. Резонатор представляет собой изготовленную из монокристаллического кремния камертонную структуру с двумя массами, подвешенными в упругом подвесе, обеспечивающем им движение
в плоскости подложки. Вибрационный привод реализуется с помощью электростатической структуры. Подвес располагается в вакуумиро- ванном керамическом корпусе. При номинальной собственной частоте подвеса 20 кГц и добротности порядка 105 достигается масштабный коэффициент 100 Гц/g. Ожидаемая погрешность вибрационного ММА составляет величину порядка 10_б g. В табл. 4.6 представлены характеристики промышленно выпускаемых зарубежных и отечественных ММА. В заключение отметим, что при проектировании микромеханических гироскопов и акселерометров возникает задача оценки их предельно достижимых минимальных погрешностей, величина которых определяется такими факторами, как термодинамические шумы подвеса ЧЭ, шумы системы съема, включая шум усилителя, шумы пассивных электрических элементов, шум источников питания. Известно, что предельные погрешности ИЧЭ зависят от габаритов ЧЭ, поскольку энергия полезного сигнала пропорциональна массе или моменту инерции ЧЭ (т.е. кубу характерного габаритного размера ЧЭ или размера в степени 5) и резко падает с уменьшением его габаритов. В то же время энергия шумов системы съема (например, емкостной системы съема (ЕСС)) пропорциональна квадрату характерного размера ЧЭ и убывает медленнее с уменьшением его габаритов. При оценке предельных погрешностей микродатчиков также следует учитывать реактивное силовое воздействие шумов системы съема на ЧЭ, поскольку величина пондеромоторных реактивных сил пропорциональна размеру рабочей поверхности ЧЭ и также убывает пропорционально квадрату его линейного размера, т.е. медленнее, чем измеряемые полезные силы и моменты. Подобные эффекты в традиционных (макро) гироскопах и акселерометрах незначительны и, как правило, не учитываются в моделях погрешностей. Одним из существенных факторов, также влияющих на величину погрешностей, порождаемых источниками шумов системы съема, является величина электрического напряжения, подаваемая на электроды емкостного датчика перемещений ЧЭ, поскольку, с одной стороны, это напряжение определяет коэффициент усиления ЕСС, с другой — является коэффициентом усиления реактивных случайных пондеромоторных сил, действующих на ЧЭ со стороны электродов ЕСС. На рис.4.39, 4.40 представлены соответственно оценки инструментальных погрешностей ММГ и ММА, порождаемых спектром основных возмущающих факторов, включающих статические и динамические небалансы подвеса, перекосы и несовпадение осей, несимметричность элементов системы съема, ограниченность жесткостей торсионов подвеса на изгиб и кручение по «паразитным» степеням свободы, нестабильность параметров подвеса, двигателя, системы съема сигнала. Учтены также собственные шумы подвеса и системы съема сигнала [4.33]. Оценки представлены в виде зависимостей погрешностей
ОАО АНПП «Темп- Авиа» Colibrys Silicon Designs, Inc. Motorola, Inc. (Freescale Semiconductor) Robert Bosch GmbH Analog Devices Фирма ATI 115 MS8000.D Model 1210 MMA6231Q SMB380 ADXL320 Тип акселерометра одна одна одна одна три две Количество осей измерения 7 ±(24-100) ±(54-400) ±10 ±2, ±4, ±8 in 41 Диапазон, g (25004-66) cS CM •Ιο о о (8004-10) 120 2g: 256 LSB/g 4g: 128 LSB/g 8g: 64 LSB/g (10 битов на диапазон) 174 Масштабный коэффициент, мВ/g см +1 - Погрешность масштабного коэффициента, % ±50 мВ <( 104-500) Mg 1 % от диапазона измерений 1,65±0,2В s о CD +1 1,5±0,2В Смещение нуля <(0,014-2,5) Mg в течение 48 ч Стабильность нуля в запуске < (0,154-7,5) Стабильность нуля от запуска к запуску, Mg < (0,14-5) 0,25-20 см - ±0,6 Чувствительность нуля к температуре, Mg/°C 1 О со Нестабильность КВХ 1 О сч 1 о со 0,015 0,01 Чувствительность масштабного коэффициента к температуре, %/°С •1· 00 о, V - 7 ±0.5 ±0,2 Нелинейность, %
с CD I X X о s — Z7 J=i О U _ 1Л C 1- — 1Л , о в о о со C/D О OJ "5 -о О о OJ о о 1П —■ 1 о ■—_ со ь; s о со щ см о о о ё -Ί5 У - π га £ί со ε s ё < *ί CJ ^ *· CO Is φ CDS Г Е шо о а СО ID СО — tib => ^ ■ (Л W ιο О о X * g>8 _2 CJ <а «л со -^. со X О < *? оГ 1 "5. о in CN + " lO 1 § О —' е πυ ьо cl га со чэ с Э ч?г £ :> со
ί 10-i- 10-2- in 3- 10 J 10-"- 10-5- ъ 1 2,17-10 2 грял /ч —1,9 ί У У... ЛШ, — 571 град/ч -ι—-—► = град/ч^7 ^ м +► = ) — / 1 ιιιιιι Ί {0,1 мм)— 3,6 36 360 3600 6Ω, град/ч Рис. 4.39. Погрешности микромеханических гироскопов 4,0310 3 5,60-10 2 3,20-10л δα, д Рис. 4.40. Погрешности микромеханических акселерометров масштабных коэффициентов 5п и Sa, систематических погрешностей <Ш, δα, случайных погрешностей (указаны на рисунках в выделенных полях) от характерных размеров ЧЭ датчика (10, 1, 0,1 мм). 4.5. Традиционные акселерометры Традиционный акселерометр макроэлектромеханического исполнения как датчик линейного ускорения подвижного объекта представляет собой измерительный прибор, содержащий чувствительную массу, перемещение которой под действием сил инерции относительно корпуса прибора ограничено упругой связью и несет информацию об ускорении. Известно большое количество конструкций и схем акселерометров. Теоретические основы построения, математические модели, конструктивные решения акселерометров представлены, например, в ра-
Рис. 4.41. Схема осевого акселерометра ботах [4.34-4.36]. Обсудим кратко наиболее распространенные типы и основные характеристики ряда серийно выпускаемых акселерометров. По характеру информационного движения чувствительной массы акселерометры могут быть разбиты на три основных класса: с поступательно перемещением ЧЭ — осевые или линейные; с вращательным движением ЧЭ — маятниковые; с вибрационным движением ЧЭ в упругом резонансном подвесе. По принципу измерения акселерометры разделяются на приборы прямого и компенсационного типов измерения. Простейшая схема осевого акселерометра приведена на рис.4.41. Корпус / акселерометра жестко связан с подвижным объектом. ЧЭ 2 связан с корпусом упругим подвесом 3\ ось X, вдоль которой перемещается под действием сил инерции масса 2, является осью чувствительности. Перемещение χ ЧЭ вдоль оси X измеряется с помощью датчика перемещений 4\ демпфирование собственных колебаний массы осуществляется демпфером 5. Достоинством осевых акселерометров является их меньшая, по сравнению с маятниковыми, методическая погрешность, порождаемая угловым движением основания. В то же время практическая реализация осевого акселерометра навигационного класса точности (Ю-6 -=- Ю-4 g) затруднительна. В этой связи наибольшее распространение получили маятниковые акселерометры. В состав маятникового компенсационного акселерометра входят электромеханический узел и компенсационный контур. Акселерометр с конструктивной схемой электромеханического узла на основе поплавкового подвеса (рис. 4.42) применяется в случаях высокого уровня ударных и вибрационных воздействий, возникающих в процессе эксплуатации [4.34]. Электромеханический узел содержит корпус (на рисунке не показан), заполненный газом или жидкостью. Внутри корпуса с помощью опор // (например, камневых) центрируется ЧЭ — маятниковый подвижный узел, в состав которого входит несущий элемент 5, обеспечивающий маятниковому узлу нулевую плавучесть и необходимую маятниковость с помощью груза 10. Поворот маятникового узла вокруг оси подвеса определяется с помощью датчика угла. На рис. 4.42 показан датчик, состоящий из шихтованного магнитопровода 13 с катушкой возбуждения (статор) и дифференциально включенными сигнальными катушками 12 (ротор). Для компенсации возникающего при ускорении инерционного момента применяется магнитоэлектрический моментный датчик, состоящий из неподвижной системы магнитов 8 и магнитопровода 9, а также подвижной системы, состоящей из катушки моментного датчика 6, размещенной на стакане 7, прикрепленном к несущему
элементу 5. Питание обмоток датчика момента и съем сигнала датчика угла обеспечивается токоподводами 2, соединяющими контактные элементы подвижной 3 на кронштейне 4 и неподвижной / колодок. В качестве центрирующих элементов кроме камневых опор могут ис- 1 13 Рис. 4.42. Конструктивная схема акселерометра с поплавковым подвесом пользоваться виброопоры, растяжки и неконтактные магнитные подвесы. В приборе могут применяться также датчики угла индуктивного и емкостного типов. Функциональная и конструктивные схемы электромеханического узла маятникового акселерометра, более простого в технологическом отношении, приведены на рис. 4.43,4.44 соответственно. //////////////////Л OU. ' / Датчик момента Датчик угла с(чу ίΐϋ вствительная масса Усилитель ** U Упругий подвес Выходной сигнал усилителя Рис. 4.43. Функциональная схема маятникового акселерометра с упругим подвесом ЧЭ ЧЭ 10, упруго подвешен с помощью балки // на основании 2 (рис. 4.44). Упругий подвес, как правило, выполняется из единой заготовки (плавленый кварц, монокристаллический кремний) методами фо-
толитографии, а также изотропного и анизотропного травления. Приборы с кремниевыми или кварцевыми упругими подвесами, благодаря отсутствию у этих материалов заметных гистерезисных свойств, обладают высокой разрешающей способностью. Так как весь маятниковый узел выполняется из единой заготовки, то существенно уменьшаются погрешности нулевого сигнала прибора, обычно связанные с нестабильностью заделки упругих подвесов. Измерение углового перемещения массы осуществляется с помощью емкостного датчика (электроды 4). В акселерометре в качестве компенсационного датчика применяется магнитоэлектрический датчик момента, реализованный в виде катушек 5 на подвижной части, и магнитной системы, состоящей из магнитов 6 и магнитопроводов (элементы /, 7-9, 14), на неподвижной части. Элементы магнитопровода /, 8 одновременно являются неподвижными электродами емкостного датчика угла. С помощью выступов 3 на основании обеспечивается зазор между подвижными и неподвижными электродами емкостного датчика. Токоподводы 12 к катушкам датчика момента и электродам датч