ЛЕКЦИЯ № 25 - ucoz · 2012-01-30 · 2 Лекция № 25. Бортовые...

1

Лекция № 25. Бортовые интегрированные системы управления.

Направления

подготовки:

Авионика

Аэронавигация

Системная инженерия

Дисциплина: Бортовые системы управления

Курс, семестр, уч. год: 3, весенний, 2011/2012

Кафедра: 301 – СУЛА

Руководитель обучения: ассистент Копысов Олег Эдуардович

ЛЕКЦИЯ № 25

ТЕМА: БОРТОВЫЕ ИНТЕГРИРОВАННЫЕ СИСТЕМЫ УПРАВЛЕНИЯ

Основные особенности бортовой интегрированной системы

летательного аппарата

Анализ показывает, что бортовые интегрированные системы управления (БИ-

СУ) характеризуются рядом особенностей, главной из которых является унифика-

ция соответствующих функциональных групп на уровне технических решений.

Например, одно и то же техническое решение на уровне аналого-цифровых пре-

образователей применяется и в системе целеуказания, и в контуре управления при-

водом, и в системе встроенного контроля электрических характеристик. Аналогич-

но, все процессорные секции вычислительной системы одинаковы, независимо от

того, какую задачу они решают: навигационную, наведения или стабилизации. Этим

устраняется один из основных недостатков традиционной (составной) бортовой си-

стемы управления — избыточность номенклатуры схемно-технических решений.

Унификация схемно-технических решений, минимизируя их номенклатуру и

номенклатуру элементной базы, приводит к повышению надежности системы,

уменьшению состава контрольного и технологического оборудования, сокращению

сроков разработки и, в конечном счете, удешевлению как системы в целом, так и

процесса ее проектирования.

Как правило, в основе БИСУ находится вычислительная система, сопрягаемая

с внешней средой посредством устройств преобразования информации, обеспечи-

вающих с минимальными искажениями преобразование цифрового кода, в котором

работает система, в сигналы требуемой физической природы или обратно — в циф-

ровой код. Все логические операции на борту осуществляются только в вычисли-

2


тельной системе. Это обусловлено тем, что современный микропроцессор по кон-

центрации логических возможностей превосходит на несколько порядков любой

другой альтернативный пригодный для бортовых систем элемент. Кроме того, отра-

ботка логики может вестись на программном уровне, благодаря чему процесс проек-

тирования системы упрощается делением на два практически независимых этапа. На

первом этапе создается аппаратная инфраструктура для решения бортовой задачи, а

на втором — ее логическое наполнение.

Архитектура вычислительной системы БИСУ ориентирована на решение кон-

кретного класса бортовых задач и оптимизируется под класс решаемых бортовых

задач с избыточностью порядка 30%. При этом она должна обеспечить полный

встроенный контроль, минимально необходимые коммуникации для обеспечения

живучести системы, возможность перепрограммирования ее извне и прочее.

Заметим, что сформулированные требования типичны для любой современной

вычислительной системы и их выполнение не вызывает принципиальных затрудне-

ний. Таким образом, для БИСУ характерны следующие свойства:

функциональная гибкость и возможность перепрограммирования ее

функций;

высокие эксплуатационные показатели, т. е. возможность создания ком-

пактной контрольной и пусковой аппаратуры при высокой вероятности выполнения

боевой задачи;

живучесть (система либо регенерирует, либо переходит на один из част-

ных алгоритмов работы, либо принимает решение о варианте самоликвидации).

Наконец, ориентация архитектуры вычислительной системы на класс кон-

кретных решаемых бортовых задач позволяет получить выигрыш в габаритах и

энергопотреблении.

Бортовая вычислительная система (БИСУ) включает в себя встроенную рас-

пределенную систему регистрации, фиксирующую все поступающие в нее потоки

информации. Поскольку, как уже указывалось выше, все логические бортовые зада-

чи решаются в вычислительной системе, то и все информационные потоки проходят

через нее. Записывая всю входную информацию каждого процессора в соответству-

3


ющий регистрирующий элемент, можно (при сохранении этого элемента) вос-

произвести после опыта все состояния каждого процессора в лабораторных услови-

ях. Это приводит к уменьшению трудоемкости отладки и отработки бортовых алго-

ритмов и программ.

Пусковая и контрольная аппаратура БИСУ имеют доступ к любому элементу

бортовой вычислительной системы через единственный информационный канал.

Этим обеспечивается компактность контрольной и пусковой аппаратуры, мини-

мальное количество коммутаций при эксплуатации изделия и высокая вероятность

выполнения им боевой задачи после старта (путем реализации большой глубины

предстартового контроля бортовой системы через единственный информационный

канал).

Параллельно с БИСУ принято разрабатывать инструментальные средства для

ее отработки и испытаний. Создание аппаратной инфраструктуры занимает 25-30%

от всего объема разработки системы, остальной объем приходится на процесс напи-

сания и отладки бортового и тестового программного обеспечения. Этот процесс

требует создания специальных программно-аппаратных инструментальных средств,

ядром которых является современная, но легко доступная и наиболее популярная

сейчас ПЭВМ с базовой операционной системой. Ядро дополняется аппаратными

средствами (в том числе сопроцессорами) и программным обеспечением, ориенти-

рованными на функционирование с конкретной системой управления и разрабаты-

ваемыми параллельно с ней. К инструментальным средствам можно отнести: систе-

му программирования и отладки бортовых программ, стенды полунатурного моде-

лирования, контрольно-поверочную аппаратуру, систему обработки эксперимен-

тальных данных и др.

Поскольку как бортовая система, так и специальные инструментальные сред-

ства создаются на базе вычислительных систем, разрабатываемых параллельно и

для общения между собой, предполагается разработка единой вычислительной рас-

пределенной системы, часть которой находится на борту изделия. В такой постанов-

ке операционная среда также создается для распределенной системы. Это позволяет

помимо бортовых программ создавать одновременно с ними тестовые программы

4


для комплексной проверки системы управления и алгоритмов функционирования

изделия в целом.

Состав и основные функциональные схемы интегрированных систем

навигации и наведения летательного аппарата

Развитие беспилотных ЛА, а также необходимость решения вновь возникаю-

щих прикладных задач, связанных с определением параметров движения объектов,

выдвигает комплекс новых требований по точности и надежности получения ин-

формации о координатах, скорости, ориентации движущихся объектов. Условия

применения и функционирования 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 оконча-

ния выполнения поставленной задачи.

Помимо требований к точности в настоящее время предъявляются требования

по таким параметрам, как целостность, доступность и непрерывность навигационно-

го обеспечения. Мерой целостности является вероятность обнаружения выхода ра-

бочих характеристик системы (прежде всего точности) из требуемого предела и со-

общения о нем в течение заданного временного интервала. Доступность определяет-

ся вероятностью получения потребителем достоверной информации в заданный мо-

мент времени с требуемой точностью. Непрерывность характеризуется вероятно-

стью обеспечения системой достоверной информации на заданном интервале вре-

мени. 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. Обеспечение

требуемого уровня этих показателей зачастую является более сложной задачей, чем

выдерживание необходимой точности.

Обеспечение заданных уровней точности и указанных качественных показате-

лей надежности предъявляет особые требования к современным и перспективным

системам навигации маневренных ЛА. К числу основных современных бортовых

5


систем навигации прежде всего следует отнести инерциальные (ИНС) и спутнико-

вые навигационные системы (СНС). Инерциальные навигационные системы уже

давно являются штатным оборудованием на крупных самолетах. Авиационным

стандартом для высокоточных ИНС гражданских самолетов считается точность, со-

ответствующая ошибке по координате в 1 морскую милю за час полета (1,8 км/час).

Известны также примеры реализации более точных систем, в которых ошибка опре-

деления координат не превышает нескольких сот метров за час полета. Спутниковые

навигационные системы стали активно использоваться в авиационных приложениях

лишь в последнее десятилетие и быстро завоевывают место в штатном составе бор-

тового оборудования. Этому способствует, прежде всего, их высокая точность, ко-

торая для открытого канала составляет 10-15 м. Опыт эксплуатации СНС показал,

что при многих положительных качествах СНС не могут удовлетворить всем предъ-

являемым сегодня требованиям по качественным характеристикам, перечисленным

выше. В табл. 25.1 суммированы основные свойства и недостатки СНС и ИНС.

Таблица 25.1 – Основные свойства и недостатки СНС и ИНС

Тип

системы Основные свойства Недостатки

СНС Высокая точность

Ошибки не имеют тенденции к росту

Низкая скорость обновления ин-

формации (1-10 Гц)

Отсутствие информации об ори-

ентации

Подверженность помехам

ИНС Высокая скорость выдачи инфор-

мации (до 100 Гц)

Полный набор необходимой ин-

формации для управления, включая

ориентацию Полная автономность

Неподверженность внешним помехам

Неограниченный рост ошибок во

времени

Необходимость знания модели

гравитационного поля

Это ограничение снимается в специализированных спутниковых приемниках с

тремя и более антеннами. Благодаря различной физической природе и различным

принципам формирования навигационного алгоритмического обеспечения, спутни-

ковые и инерциальные навигационные системы хорошо дополняют друг друга. Их

6


совместное использование позволяет, с одной стороны, ограничить рост погрешно-

стей ИНС и, с другой стороны, снизить шумовую составляющую ошибок СНС, по-

высить темп выдачи информации бортовым потребителям, существенно поднять

уровень помехозащищенности. На современном этапе ядром интегрированной си-

стемы является ИНС благодаря своей автономности и возможности с высокой ско-

ростью обновления давать потребителю как позиционную, так и угловую информа-

цию. В составе интегрированных инерциально-спутниковых систем чаще всего ис-

пользуются бесплатформенные инерциальные навигационные системы (БИНС). 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 чувствитель-

ности акселерометров и инициализации координат и скоростей. Эта процедура

предшествует переходу ИНС в рабочий режим и во многом определяет время ее го-

товности 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 в режиме коррекции от спутниковой навигационной системы.

В табл. 25.2 приведены данные, характеризующие качества комплексных

инерциально-спутниковых систем по сравнению с традиционными бортовыми си-

стемами.

Таблица 25.2 – Основные преимущества интегрированных систем

Факторы Степень улучшения

Точность Для ИНС: многократно

Масса Уменьшение на 30 – 70 %

Объем Уменьшение на 50 – 60%

Потребляемая мощность Уменьшение на 25 – 50%

Надежность Увеличение в 2 раза

Степень резервирования Увеличение на 50 % и более

Стоимость Уменьшение на 30% и более

7


В настоящее время сложилось представление о возможности комплексирова-

ния этих систем в четырех основных вариантах:

раздельная схема;

слабо связанная схема;

жестко связанная схема;

глубоко интегрированная система.

Первый вариант — раздельная схема (рис. 25.1) — это наиболее простой ва-

риант совместного использования ИНС и ГЛОНАСС/GPS.

Рисунок 25.1 – Раздельная схема комплексирования

Здесь обе системы работают независимо друг от друга, но, поскольку ошибки

ИНС возрастают со временем, то периодически необходимо проводить коррекцию

ИНС по данным СНС. Коррекция заключается в периодическом перезапуске алго-

ритма 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 ар-

хитектура обеспечивает независимость систем (исключая моменты перезапуска или

коррекции) и информационную избыточность общей структуры. В целом комплекс-

ная система имеет более высокую точность как по координатам и скорости, так и по

углам ориентации. При этом сохраняется возможность получать позиционную, ско-

8


ростную 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 изме-

нения в аппаратных средствах и программном обеспечении уже существующих ЛА.

Следующей по глубине связи ИНС и СНС является слабо связанная система.

Здесь ИНС и СНС по-прежнему вырабатывают независимые решения, однако появ-

ляется связующий блок, в котором так называемый интегральный фильтр Калмана

на основании данных ГЛОНАСС/GPS приемника формирует оценку вектора состо-

яния, в результате чего производится коррекция данных, полученных от ИНС

(рис. 25.2).

Рисунок 25.2 – Слабо связанная схема комплексирования

В этой схеме функциональное разделение подсистем может также сопровож-

даться их физическим разделением: приемник СНС, ИНС и вычислитель конструк-

тивно оформляются в виде законченных раздельных блоков, между которыми орга-

низованы соответствующие информационные связи, не требующие, как правило,

высоких скоростей передачи данных. Разумеется, все три перечисленных компонен-

ты системы могут быть размещены и в едином модуле, если это желательно по

9


условиям функционирования комплекса.

На функциональной схеме 25.2 показано, что приемник СНС реализуется по

стандартной схеме. В блоке высокочастотного приема и первичной обработки обес-

печивается прием сигнала, его частотное преобразование и корреляционная обра-

ботка. Информация с корреляторов передается в контур слежения за кодом и допле-

ровским сдвигом несущей. 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 псев-

додальность и псевдоскорость. Приемник должен обеспечить слежение за необхо-

димым числом спутников (не менее четырех) или за всеми видимыми спутниками.

Это достигается наложением нескольких (как правило, 6, 12 или 24) каналов слеже-

ния. 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 ча-

стоты приемника.

Таким образом, здесь приемник СНС 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 приемни-

ка. 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 восста-

новления работы приемника после потери сигнала.

Показанная на схеме структура ИНС предусматривает возможность компен-

сации инструментальных ошибок измерительных элементов — гироскопов и аксе-

лерометров — 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

10


Калмана, который получает информацию о координатах и скорости от СНС 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 слабо связанной системе навигационные параметры, так же, как и

в раздельной схеме, вырабатываются независимо как в ИНС, так и в СНС, причем в

состав приемника включен оцениватель (как правило, фильтр Калмана). Описанная

схема носит название «каскадной» в силу двух последовательно включенных филь-

тров Калмана. Достоинством такой схемы является высокая надежность интегриро-

ванной системы, а недостатком — взаимная корреляция ошибок оценок первого

фильтра (фильтра спутникового приемника) и их отличие от белых шумов. Посту-

пая с выхода приѐмника на вход второго фильтра Калмана, и являясь по отношению

к нему шумами измерений, они нарушают условия оптимальной работы этого филь-

тра. Кроме этого, в такой схеме необходимо предпринимать меры синхронизации

измерений ИНС и приемника.

В литературе можно найти подразделение слабо связанных 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 навигацион-

ных местоопределений приемника в период между спутниковыми измерениями.

Упомянутая MAGR-схема фирмы Rockwell использует инерциальные измерения в

контуре слежения за кодом СНС-приемника при пропадании «захвата» в контуре

слежения за несущей.

Третий вариант интеграции систем — жестко (сильно) связанная схема

(рис. 25.3). В таких системах роль ИНС сводится лишь к измерению первичных па-

раметров поступательного и вращательного движений, например проекций кажуще-

гося ускорения и абсолютной угловой скорости вращения объекта. По этой причине

в схемах такого типа ИНС представляют собой лишь блоки инерциальных измери-

телей (акселерометры и гироскопы). В спутниковом навигационном приемнике по-

прежнему присутствует ВЧ канал приема и первичной обработки и блок слежения

11


за кодом и доплеровским сдвигом несущей, которые функционируют аналогично

описанному выше варианту слабосвязанной схемы.

Рисунок 25.3 – Жестко связанная схема комплексирования ИНС и приемника

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 реа-

лизован единый фильтр Калмана. Измерения для фильтра в жестко связанных си-

стемах строятся по разности псевдодальностей или/и скоростей изменения псевдо-

дальностей, определенных, с одной стороны, в ИНС по вычисленным координатам

объекта и эфемеридам спутника, и измеренных СНС приемником с другой.

Другой отличительной особенностью жестко связанной схемы является ис-

пользование контурами слежения за кодом и доплеровским сдвигом частоты несу-

щей информации о расчетных псевдодальностях и псевдоскоростях (или их прира-

щений), поступающей от фильтра Калмана. Использование этой информации позво-

ляет существенно улучшить устойчивость слежения и снизить время восстановле-

12


ния работы приемника в случае потери сигналов спутников.

Жестко связанные системы обеспечивают большую точность решения навига-

ционной 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, так как стано-

вится доступным лишь одно совместное решение. К другим достоинствам такой

схемы можно отнести:

отсутствие проблемы взаимной корреляции шумов измерений и их от-

личий от белых шумов;

отсутствие проблемы синхронизации измерений БИНС и СНС, так как

используется один формирователь тактовых частот;

возможность обнаружения и отбраковки «плохих» измерений псевдо-

дальностей по их предсказанным значениям, формируемым с использованием дан-

ных от БИНС.

К недостаткам жестко связанных систем можно отнести:

необходимость разработки специальной аппаратуры потребителя (при-

емника);

использование сложных соотношений для измерений;

ухудшение надежности, так как отказ БИНС приводит к отказу системы

в целом.

Последний недостаток можно устранить, введя дополнительный (параллель-

ный) фильтр Калмана, предназначенный только для приемника. Такое решение со-

здает некоторый промежуточный вариант между слабо и жестко связанной 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 ко-

ординат и скоростей) для оценивания погрешностей ИНС.

13


Так называемые глубоко интегрированные системы являются еще более

сложными и менее гибкими с точки зрения организации их структуры, имеют жест-

кую организацию связей и единый выход (рис. 25.4).

Рисунок 25.4 – Глубоко интегрированная схема комплексирования

Все оценки производятся в интегральном фильтре Калмана, а ГЛОНАСС /

GPS-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 псевдоскоротсей, которые передаются в при-

емник 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 тре-

буется БЦВМ с высоким быстродействием.

Все перечисленные схемы комплексирования СНС и ИНС (кроме первой), по-

лучаемые на выходе фильтра Калмана оценки инструментальных погрешностей

ИНС (ошибки смещения нулей гироскопов и акселерометров, ошибки масштабных

14


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 характери-

стики ИНС в автономном режиме.

В табл. 25.3 суммированы основные особенности перечисленных схем ком-

плексных систем.

Таблица 25.3 – Сравнительные характеристики комплексных систем разной

архитектуры

Тип системы Основные качества

Раздельная

Избыточность, ограниченность ошибок оценок местопо-

ложения и скорости, наличие информации об ориентации и угло-

вой скорости, высокая скорость выдачи информации, минималь-

ные изменения в бортовой аппаратуре.

Слабо

связанная

Все перечисленные качества раздельных систем, плюс более

быстрое восстановление слежение за кодом и фазой сигналов

СНС, выставка и калибровка БИНС в полете, как следствие — по-

вышенная точность в отсутствие СНС-сигнала.

Жестко

связанная

Дальнейшее улучшение точности и калибровки, повышен-

ная устойчивость слежения за СНС-сигналами при динамических

маневрах, повышенная помехозащищенность.

Глубоко инте-

грированная

Достоинства: единый фильтр устраняет проблему «кас-

кадного» включения фильтров, компактность, пониженные требо-

вания по энергообеспечению.

Недостаток: вектор состояния содержит до 40 компонент и

фильтр трудно реализуем; необходимость разработки специаль-

ных датчиков.

Первые три из приведенных структур интегрированных систем могут быть ре-

ализованы с использованием существующих спутниковых приемников, инерциаль-

ных систем и вычислителей. Вместе с тем, слабо и, в первую очередь, жестко свя-

занная схемы для более полного использования открывающихся возможностей ком-

плексирования требуют создания специализированных датчиков для инерциальных

15


и спутниковых 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 микромеханиче-

ские датчики.

Следует отметить что:

существующий уровень развития спутниковых систем не позволяет ис-

пользовать их как отдельное (единственное) средство навигации применительно к

беспилотным маневренным ЛА;

комплексирование спутниковых и инерциальных навигационных систем

является эффективным средством обеспечения требуемых тактико-технических ха-

рактеристик бортового навигационного комплекса.

Особенности реализации алгоритмов комплексирования информации БИНС

и ГЛОНАСС/GPS-приемника в составе БИСУ

Остановимся теперь на конкретных особенностях реализации фильтра Калма-

на при построении алгоритмов комплексной обработки информации БИНС и

ГЛОHACC/GPS-приемника в случае несвязанной схемы комплексирования (так

называемое сопряжение по выходным данным).

ГЛОНАСС/GPS-приемник как измеритель навигационной информации, имеет

следующие особенности:

высокочастотный по сравнению с БИНС характер ошибок измерений с

малым уровнем низкочастотной составляющей;

возможность прекращения (перерывов) поступления информации на

определенных интервалах времени с учетом вероятной постановки помех или нару-

шения условий видимости навигационных ИСЗ.

В рамках обсуждаемой схемы комплексирования целесообразно рассмотреть

БИНС как основной источник навигационных данных, а информацию, поступаю-

16


щую от ГЛОНАСС/GPS-приемника, использовать для коррекции БИНС.

Известно, что при оценивании параметров пространственного движения

УАСП так называемый вертикальный канал движения, включающий высоту полета,

имеет ряд особенностей, главная из которых состоит в необходимости иметь допол-

нительный источник информации — высотомер, обеспечивающий устойчивое оце-

нивание навигационных параметров в этом канале. При анализе особенностей реа-

лизации алгоритмов обработки информации ограничимся алгоритмами фильтрации

в продольном и боковом каналах.

Модель ошибок счисления параметров полета УАСП в продольном и боковом

каналах БИНС удобно представить в виде

1

2

; ; ;

; ; ,

x x x x x

z z z z x

X V V a a

Z V V a a

(25.1)

где , , , , ,x x z z

X V a Z V a – ошибки БИНС по координатам и их производ-

ным; 1x , 2x

– шумы акселерометров, рассматриваемые как белые шумы с интен-

сивностями Sx1 и Sx2 соответственно.

Модель наблюдения запишем в виде:

(25.2)

Здесь Хбинс, Zбинс — координаты, определяемые БИНС; Хсис, Zсис — координа-

ты полета УАСП, определяемые ГЛОНАСС / GPS-приемником; XИ — истинное

значение координат; ΔХ, ΔZ — погрешности БИНС, рассматриваемые как система-

тические ошибки, обусловленные уходом гироскопов и неточностью акселеромет-

ров; ζz1, ζz2 — шумовая составляющая ошибки ГЛОНАСС / GPS-приемника, рас-

сматриваемая как белые шумы с интенсивностями Sz1 и Sz2 соответственно.

Преобразуем приведенную выше модель и соотношения для измерений к

стандартной форме:

; ,x z

X AX Z HX (25.3)

17


где [ , , , , , ]T

x x z zX X V a Z V a – рассматриваемый вектор состояния си-

стемы;

1 0 0 0 0 0

0 0 0 1 0 0Н

матрица наблюдения;

0 1 0 0 0 0

0 0 1 0 0 0

0 0 0 0 0 0

0 0 0 0 1 0

0 0 0 0 0 1

0 0 0 0 0 0

А

динамическая матрица оцениваемой системы;

Z — вектор наблюдения; z – матрица шумов наблюдения; x

— матрица

шумов системы.

Стандартный алгоритм непрерывного фильтра Калмана применительно к дан-

ной задаче имеет вид

(25.4)

где *, , 1,6

фi фiК К i – коэффициенты фильтрации, определяемые из решения

матричного уравнения Риккати; ˆ ˆ ˆ ˆˆ ˆ, , , , ,x x z z

X V a Z V a – оценки компонентов

вектора состояния.

Коэффициенты фильтрации *

,фi фi

К К как результат решения уравнения Рикка-

ти являются функциями времени. На практике с целью уменьшения объема вычис-

лений и упрощения алгоритма часто прибегают к следующему приему. Анализ по-

18


казывает, что при больших объемах измерений и высокой частоте их поступления

решение уравнения Риккати устанавливается достаточно быстро (примерно в тече-

ние нескольких секунд полета УАСП). Это означает, что коэффициенты *,

фi фiК К мо-

гут быть определены как постоянные из установившегося уравнения Риккати, кото-

рое в этом случае превращаются в нелинейное алгебраическое.

Анализ функционирования подобного алгоритма коррекции БИНС калманов-

ской структуры показывает в целом устойчивость процесса оценивания в смысле

сходимости оценок к истинным значениям, но, тем не менее, в ряде случаев пере-

ходный процесс оказывается затянутым. В ситуациях, когда УАСП применяется с

больших высот на большую дальность, этот недостаток не приводит к большим

ошибкам оценивания координат на конечном участке полета и, как следствие, к

ухудшению точности попадания в цель. При этом СКО промаха определяется в ос-

новном систематической составляющей ошибки ГЛОНАСС/GPS-приемника. Одна-

ко при использовании УАСП на малых дальностях подобный алгоритм может суще-

ственно повлиять на точность наведения.

В этой связи целесообразным является другой подход к построению алгорит-

ма фильтрации, основанный на снижении порядка исходной системы и использова-

нии измерений координат и скоростей. Модель движения УАСП, используемая для

формирования алгоритма для одного из каналов БИНС (при принятии допущения о

независимости каналов), имеет вид

; ,X V V a (25.5)

где X, V, а — координата, скорость и ускорение УАСП по одной из осей

опорного трехгранника;

ξ — белый шум с интенсивностью Sх.

Модель измерителя Z = X + ζ, где ζ — белый шум с интенсивностью Sz.

Уравнения фильтра Калмала для оценивания параметров движения УАСП

имеют вид

(25.6)

19


где коэффициенты К1, К2 определяются как

Корреляционные моменты определяются путем решения системы дифферен-

циальных уравнений Риккати третьего порядка:

(25.7)

Таким образом, некоторое упрощение модели для синтеза позволяет постро-

ить алгоритм фильтрации, состоящий из системы 5 дифференциальных уравнений,

включая уравнения Риккати, что обеспечивает точное вычисление коэффициентов

фильтрации.

Качество процесса оценивания вектора состояния системы можно улучшить

при изменении модели измерений:

(25.8)

где ζ1 и ζ2 — белые шумы измерений с интенсивностями S1 и S2 соответствен-

но.

Решением данной задачи является алгоритм непрерывного фильтра Калмана в

виде

(25.9)

20


Тем не менее порядок системы уравнений алгоритма фильтрации не изменил-

ся, а лишь незначительно увеличилось количество вычислений.

Для построения функциональной схемы программно-математического обес-

печения, предназначенного для математического моделирования интегрированных

бортовых систем навигации и наведения высокоманевренных ЛА, необходимо со-

ставить функциональную схему моделирования, содержащую все объекты модели-

рования с указанием их назначения и взаимодействия с другими объектами и внеш-

ней средой. Такая функциональная схема приведена на рис. 25.5.

Рисунок 25.5 – Функциональная схема моделирования

Рассмотреть самостоятельно принципы построения анало-

гового и дискретного фильтров Калмана для интегрированных нави-

гационных систем.

Термины для занесения в тезаурус: корреляционный момент, белый шум измере-

ний, комплексирование, бортовые интегрированные системы управления, живу-

честь.

ЛЕКЦИЯ № 25 - ucoz · 2012-01-30 · 2 Лекция № 25. Бортовые...

Documents