eng
Выпуск #8/2020
П. Непрокин
ИНЕРЦИАЛЬНАЯ СИСТЕМА НА ОСНОВЕ СИГНАЛЬНОГО ПРОЦЕСС ОРА АО «ПКК МИЛАНДР» И МИКРОЭЛЕКТРОМЕХАНИЧЕСКИХ ДАТЧИКОВ
ИНЕРЦИАЛЬНАЯ СИСТЕМА НА ОСНОВЕ СИГНАЛЬНОГО ПРОЦЕСС ОРА АО «ПКК МИЛАНДР» И МИКРОЭЛЕКТРОМЕХАНИЧЕСКИХ ДАТЧИКОВ
Просмотры: 1317
DOI: 10.22184/1992-4178.2020.199.8.130.134
В АО «ПКК Миландр» разработан миниатюрный инерциальный навигационный модуль, предназначенный для применения в различных областях: беспилотных летательных аппаратах, автомобилях, космической технике, вооружении, телевидении, кинематографии и др.
В АО «ПКК Миландр» разработан миниатюрный инерциальный навигационный модуль, предназначенный для применения в различных областях: беспилотных летательных аппаратах, автомобилях, космической технике, вооружении, телевидении, кинематографии и др.
Теги: mems sensors navigation algorithms navigation module алгоритмы навигации мэмс‑датчики навигационный модуль
Инерциальная система на основе сигнального процессора АО «ПКК Миландр» и микроэлектромеханических датчиков
П. Непрокин
Инерциальные приборы на основе гироскопов и акселерометров широко используются с начала 20 века. Появление первых серийных приборов связано с развитием судостроения на основе металлических конструкций, а повсеместное распространение авиации способствовало дальнейшему совершенствованию и широкому применению инерциальной навигации. В России это направление развивалось в основном благодаря запросам военной промышленности, а затем и космической. Последние несколько десятилетий благодаря миниатюризации инерциальных систем их применение расширилось, они стали основой развития любительской и коммерческой беспилотной авиации. MEMS‑датчики применяются в автомобилестроении, мобильной связи, промышленности, медицине, робототехнике и т. д. Компания АО «ПКК Миландр» ведет работы в области создания миниатюрных инерциальных датчиков.
В АО «ПКК Миландр» разработан миниатюрный инерциальный навигационный модуль, предназначенный для применения в различных областях: беспилотных летательных аппаратах, автомобилях, космической технике, вооружении, телевидении, кинематографии и др. В том числе он используется в собственной разработке системы активной помощи водителю с функциями адаптивного круиз-контроля и автоматического экстренного торможения (система ADAS).
Миниатюрный инерциальный навигационный модуль, разработанный в АО «ПКК Миландр», имеет в своем составе:
Модуль является многофункциональным навигационным устройством.
В общем случае задачами навигации являются:
Новый модуль создавался как прямая замена модуля ADIS16480 (Analog Devices) в части схемы подключения, питания, цифрового взаимодействия и габаритно-присоединительных размеров. То же касается и состава информации, выдаваемой модулем компании «Миландр».
Информация, выдаваемая модулем в обычном режиме:
Иначе говоря, инерциальный навигационный модуль выдает так называемые «сырые» данные датчиков, а также на основании этих данных счисляет углы относительно горизонта (тангаж и крен) и относительно северного направления меридиана (истинный курс).
Обычный режим работы навигационного модуля в классической терминологии можно назвать – гироинерциальная курсовертикаль.
В режиме бесплатформенной инерциальной навигационной системы (БИНС) дополнительно к информации, выдаваемой в режиме курсовертикали, выдается следующая информация:
текущие географические координаты объекта (широта, долгота и высота над референц-эллипсоидом) в заданной системе координат – СК‑42, ПЗ‑90.11 или WGS‑84;
вектор скорости объекта относительно Земли в проекциях на северную, восточную и вертикальную оси.
В модуле компании Analog Devices режим БИНС отсутствует.
Исходная полоса сигнала датчиков угловой скорости (ДУС) – 160 Гц, а акселерометров – 220 Гц. При некоторых применениях возможно паразитное воздействие вибрации в полосе этих частот, в этом случае разработанный модуль позволяет пользователю максимально избавиться от воздействия вибрации с помощью дополнительной обработки «сырой» информации. Вся информация от ДУС и акселерометров может выдаваться обработанной с помощью цифрового фильтра нижних частот с настраиваемой частотой среза от 50 до 20 Гц.
Для того чтобы модуль работал в режиме БИНС, необходимо при включении выдать в него начальные координаты относительно Земли: широта, долгота и высота над референц-эллипсоидом. Этот момент является началом интегрирования показаний акселерометров и счисления координат. Знание текущих координат позволяет включить в алгоритм курсовертикали учет вращения Земли. Таким образом, в отличие от ADIS16480, наш инерциальный навигационный модуль (ИНМ) может работать не только в режиме курсовертикали, но и как полноценная инерциальная навигационная система.
Курсовертикаль обеспечивает счисление ориентации, точность которой непосредственно влияет на точность счисления координат, часто характеристикой точности инерциальных систем для самолетов является погрешность в виде ухода координат «миль в час».
Следует также отметить еще одну особенность ИНМ – для каждой оси ДУС и акселерометра используется сразу несколько датчиков, конструктивно установленных особым образом, что позволяет значительно уменьшить следующие виды ошибок:
С учетом того, что разработанная система является по сути своей дискретной, то ей может быть присущ ряд погрешностей, связанных с этим. Назовем некоторые из них, описанные в современной научной отечественной литературе и периодике:
Часть из таких погрешностей, возникающих при работе инерциальных систем на подвижных объектах (автомобиль с двигателем внутреннего сгорания, самолет с реактивным двигателем или винтомоторный самолет, беспилотный коптер), можно устранить или значительно снизить путем максимального повышения частоты счисления навигационного алгоритма.
Для реализации такого подхода цифровой вычислитель ИНМ разработан на основе 32-разрядного высокопроизводительного процессора цифровой обработки сигналов К1967ВН044 (тактовая частота до 200 МГц). При этом максимальная частота расчета угла составляет до 1 000 Гц. Такое быстродействие должно покрыть все предположительные эволюции или воздействия вибраций.
При разработке модуля было проведено моделирование его работы в условиях разного рода вибраций, моделирующих работу некоторых видов транспорта.
При этом характерными являются следующие модели вибрационного воздействия:
Для различных моделей транспорта были выбраны типовые параметры воздействия в математической модели, которые приведены в табл. 1.
Движение объекта моделировалось траекторией типа «коробочка» (замкнутый квадрат) с тремя разворотами на 90о по курсу на траектории, со скоростями 25 и 200 м / с. Длительность движения на каждом из четырех прямолинейных участков траектории составляла 10 мин.
При этом моделирование решения алгоритма навигационной задачи для сравнения проводилось с частотами 50, 200, 500, 1 000, 2 000 и 5 000 Гц. Помимо этого, при моделировании менялись параметры ошибок ДУС и акселерометров, такие как «неноль» и амплитуда шума, а также разрядность АЦП, пределы измерения и др. Результаты прогонов сравнивались с идеальной моделью движения в конце траектории как разница по координатам в трех проекциях – широта, долгота и высота над референц-эллипсоидом. При увеличении частоты счисления навигационного алгоритма от 50 до 1 000...2 000 Гц ошибка счисления координат значительно сокращалась, дальнейшее увеличение до 5 000 Гц эффекта не выявляло. Другими словами, моделирование показало эффективность повышения частоты счисления навигационного алгоритма как такового. Также наиболее значительное влияние в обеспечении точности показали такие параметры, как разрядность АЦП и полоса полезного сигнала. С учетом реального размаха шума сигналов ДУС и акселерометров, а также диапазонов измерения сигналов, достаточной является разрядность АЦП в пределах 16...20 бит.
Всем известны присущие MEMS‑датчикам достаточно большие ошибки в части уходов угла и температурной зависимости, поэтому для повышения точностных характеристик модулей, созданных на их основе, приходится прибегать к дополнительным мерам (кроме калибровки масштабных коэффициентов, компенсации углов неортогональности между осями и относительно узлов крепления модуля и т. д.), таким как комплексирование информации от датчиков, построенных на других физических принципах. В ИНМ применен ряд алгоритмов комплексирования навигационной информации: кроме инклинометрической фильтрации (на основе данных акселерометров корректировка углов горизонта тангажа и крена) используются гиромагнитная и бароинерциальная фильтрация.
Комплексирование (на основе алгоритмов субоптимальной фильтрации) с датчиком магнитного поля Земли позволяет при начальной выставке курсовертикали определять истинный курс (при учете магнитного склонения). При дальнейшем счислении углов комплексирование с магнитометром позволяет списывать накапливающуюся ошибку ДУС, зависящую от температуры и ошибки оценки дрейфов, так как ошибка магнетометра не накапливается со временем, а остается в определенных пределах. Данные знания и использование их при комплексировании позволяют сохранять ошибку счисления истинного курса в определенных пределах практически до бесконечности. Значения данной ошибки зависят от условий применения в части вибрации и возмущенности окружающего магнитного поля (наличие / отсутствие рядом больших протекающих электрических токов и крупных железосодержащих конструкций).
Комплексирование (также на основе алгоритмов субоптимальной фильтрации) с бародатчиком позволяет с неплохой точностью поддерживать знание о высоте объекта над референц-эллипсоидом Земли, что очень важно для любого летательного аппарата. Как известно, вертикальный канал любой инерциальной системы достаточно сильно «уходит» без информационной поддержки от другого датчика. Стоит отметить некоторые недостатки бародатчика:
Однако, с учетом отличных массо-габаритных показателей, бародатчик является весьма эффективным средством для поддержания знаний о высоте над референц-эллипсоидом Земли и вертикальной скорости. При этом ошибка бародатчика не накапливается (некое сходство с магнетометром) с течением времени, в отличие от интеграла от акселерометра.
Использование алгоритма акселерометрического инклинометра для корректировки данных углов тангажа и крена на участках относительно невозмущенного движения также (наряду с гиромагнитной коррекцией) позволяет списывать накапливающуюся ошибку ДУС, зависящую от температуры и ошибки оценки дрейфов, так как здесь используется в качестве «костыля» коррекции сила тяжести, которая с течением времени остается относительной константой для текущей координаты. Данные знания и использование их при комплексировании позволяют сохранять ошибку счисления углов горизонта в определенных пределах практически до бесконечности. Значения данной ошибки зависят от условий применения в части вибрации. Плюс, конечно, стоит отметить, что в отдельных реальных применениях существуют вибрационные условия, где этот метод не будет работать.
Кроме математического моделирования были проведены лабораторные и полевые сравнительные испытания (с блоком ADIS16480) разработанного ИНМ: на поворотном столе, на автомобиле и квадрокоптерах. В нашем ИНМ-модуле все навигационные параметры записывались на устанавливаемую перед включением micro-SD‑карту, модуль работал в режиме курсовертикали без информационной поддержки координатами. При испытаниях на поворотном столе и автомобиле одновременно с ИНМ включался ADIS16480, после испытаний результаты сравнивались. На поворотном ручном столе в характерных точках просто сравнивались углы с эталоном, как ИНМ, так и ADIS16480. Углы совпадали (и у ADIS16480, и у ИНМ) с эталоном с точностью задачи угла стола (КПА‑5), равной ± 6 угловых минут. При испытаниях на автомобиле включения проходили так же, как и при математическом моделировании – по траектории «коробочка», то есть в начале и в конце угловое положение совпадало (с визуальной точностью). Анализ телеметрических записей показал также совпадение с эталоном по углам курса, тангажа и крена и у ИНМ, и у ADIS16480 с той же точностью.
При испытаниях на квадрокоптере включения производились также одновременно с модулем фирмы Analog Devices, при этом ADIS16480 был в составе системы навигации, в которой по его данным строился другой БИНС. При этом оценивалась работа не только курсовертикали, но и работа бароинерциального фильтра, а также сравнивались текущие географические координаты и скорости с данными приемника спутникового навигационного сигнала ГЛОНАСС (эти координаты являлись эталоном). Причем, следует отметить здесь работу бародатчика – 14-дюймовые подъемные винты квадрокоптера оказывали минимальное воздействие на наш модуль, и его информацию о высоте и вертикальной скорости вполне можно было использовать для автоматической посадки в системах управления. Траектория полета была также типа «коробочка», с временем полета до 10 мин, точка взлета и посадки совпадали с точностью до 2...3 м.
Во всех полетах БИНС «ПКК Миландр» давал более точные координаты на текущий момент времени относительно эталона, чем БИНС, построенный по данным ADIS16480. В среднем ошибка БИНС «ПКК Миландр» не превышала 1 500...2 000 м по любой из трех координат за время 4 мин, тогда как у БИНС на основе данных ADIS16480 это время составляло примерно 3 мин. Возможно улучшение этих показателей нашего модуля, если применять при калибровке модернизированные методы, использующие более точное оборудование.
В планах дальнейших испытаний – трюковой квадрокоптер (имеет возможность создавать угловые воздействия до 600 гр / с) и самолет ЯК‑12.
Таким образом, сегодня АО «ПКК «Миландр» предлагает на замену организациям, применяющим в своих разработках приборы ADIS16480 (фирмы Analog Devices), новый разработанный модуль, принимая во внимание, что ADIS16480 запрещен к продаже на территории РФ, так как находится под санкциями, наложенными правительством США.
В заключение следует сказать, что в нашей разработке применены оригинальные алгоритмы навигации, которые были апробированы на нескольких летающих платформах. ●
П. Непрокин
Инерциальные приборы на основе гироскопов и акселерометров широко используются с начала 20 века. Появление первых серийных приборов связано с развитием судостроения на основе металлических конструкций, а повсеместное распространение авиации способствовало дальнейшему совершенствованию и широкому применению инерциальной навигации. В России это направление развивалось в основном благодаря запросам военной промышленности, а затем и космической. Последние несколько десятилетий благодаря миниатюризации инерциальных систем их применение расширилось, они стали основой развития любительской и коммерческой беспилотной авиации. MEMS‑датчики применяются в автомобилестроении, мобильной связи, промышленности, медицине, робототехнике и т. д. Компания АО «ПКК Миландр» ведет работы в области создания миниатюрных инерциальных датчиков.
В АО «ПКК Миландр» разработан миниатюрный инерциальный навигационный модуль, предназначенный для применения в различных областях: беспилотных летательных аппаратах, автомобилях, космической технике, вооружении, телевидении, кинематографии и др. В том числе он используется в собственной разработке системы активной помощи водителю с функциями адаптивного круиз-контроля и автоматического экстренного торможения (система ADAS).
Миниатюрный инерциальный навигационный модуль, разработанный в АО «ПКК Миландр», имеет в своем составе:
- 12 микроэлектромеханических датчиков угловых скоростей; в каждой из осей X, Y и Z по четыре датчика;
- 6 микроэлектромеханических двухстепенных акселерометров; по два датчика для каждой из осей X, Y и Z;
- миниатюрный бародатчик;
- миниатюрный трехосевой магнетометр.
Модуль является многофункциональным навигационным устройством.
В общем случае задачами навигации являются:
- определение координат материальной точки, соответствующей центру масс объекта, на котором устанавливается измерительная система;
- определение угловой ориентации приборного трехгранника, связанного со строительными осями объекта, на котором устанавливается измерительная система, относительно инерциального пространства.
Новый модуль создавался как прямая замена модуля ADIS16480 (Analog Devices) в части схемы подключения, питания, цифрового взаимодействия и габаритно-присоединительных размеров. То же касается и состава информации, выдаваемой модулем компании «Миландр».
Информация, выдаваемая модулем в обычном режиме:
- угловая скорость по каждой из трех осей [градус в секунду, гр / с];
- кажущееся ускорение по каждой из трех осей [м / с2];
- приращение угла за такт счета по каждой из трех осей [градус];
- средняя кажущаяся скорость за такт счета по каждой из трех осей [м / с];
- магнитная индукция по каждой из трех осей [Гаусс, Гс];
- атмосферное давление [Бар];
- рассчитанные на основании этих данных углы истинного курса, тангажа и крена [градуc];
- соответствующий этим углам кватернион.
Иначе говоря, инерциальный навигационный модуль выдает так называемые «сырые» данные датчиков, а также на основании этих данных счисляет углы относительно горизонта (тангаж и крен) и относительно северного направления меридиана (истинный курс).
Обычный режим работы навигационного модуля в классической терминологии можно назвать – гироинерциальная курсовертикаль.
В режиме бесплатформенной инерциальной навигационной системы (БИНС) дополнительно к информации, выдаваемой в режиме курсовертикали, выдается следующая информация:
текущие географические координаты объекта (широта, долгота и высота над референц-эллипсоидом) в заданной системе координат – СК‑42, ПЗ‑90.11 или WGS‑84;
вектор скорости объекта относительно Земли в проекциях на северную, восточную и вертикальную оси.
В модуле компании Analog Devices режим БИНС отсутствует.
Исходная полоса сигнала датчиков угловой скорости (ДУС) – 160 Гц, а акселерометров – 220 Гц. При некоторых применениях возможно паразитное воздействие вибрации в полосе этих частот, в этом случае разработанный модуль позволяет пользователю максимально избавиться от воздействия вибрации с помощью дополнительной обработки «сырой» информации. Вся информация от ДУС и акселерометров может выдаваться обработанной с помощью цифрового фильтра нижних частот с настраиваемой частотой среза от 50 до 20 Гц.
Для того чтобы модуль работал в режиме БИНС, необходимо при включении выдать в него начальные координаты относительно Земли: широта, долгота и высота над референц-эллипсоидом. Этот момент является началом интегрирования показаний акселерометров и счисления координат. Знание текущих координат позволяет включить в алгоритм курсовертикали учет вращения Земли. Таким образом, в отличие от ADIS16480, наш инерциальный навигационный модуль (ИНМ) может работать не только в режиме курсовертикали, но и как полноценная инерциальная навигационная система.
Курсовертикаль обеспечивает счисление ориентации, точность которой непосредственно влияет на точность счисления координат, часто характеристикой точности инерциальных систем для самолетов является погрешность в виде ухода координат «миль в час».
Следует также отметить еще одну особенность ИНМ – для каждой оси ДУС и акселерометра используется сразу несколько датчиков, конструктивно установленных особым образом, что позволяет значительно уменьшить следующие виды ошибок:
- начальное смещение нуля акселерометра;
- начальное смещение нуля ДУС;
- нелинейность масштабного коэффициента акселерометра;
- нелинейность масштабного коэффициента ДУС;
- дрейф угловой скорости ДУС;
- дрейф ускорения акселерометров;
- немоделируемые температурные погрешности;
- вибрационные погрешности ДУС (когда возникает ошибка в канале измерения угловой скорости при воздействии линейного ускорения).
С учетом того, что разработанная система является по сути своей дискретной, то ей может быть присущ ряд погрешностей, связанных с этим. Назовем некоторые из них, описанные в современной научной отечественной литературе и периодике:
- погрешности, связанные с запаздыванием между измерительными трактами каждого ДУС и по отношению к акселерометрам;
- ошибки, связанные с разнесением центра осей чувствительности акселерометров при маневрировании объекта типа «качка» или «разворот»;
- «вычислительный дрейф», возникающий при конических движениях инерциального блока с частотами, сопоставимыми по порядку величины с тактовой частотой счета навигационного алгоритма.
Часть из таких погрешностей, возникающих при работе инерциальных систем на подвижных объектах (автомобиль с двигателем внутреннего сгорания, самолет с реактивным двигателем или винтомоторный самолет, беспилотный коптер), можно устранить или значительно снизить путем максимального повышения частоты счисления навигационного алгоритма.
Для реализации такого подхода цифровой вычислитель ИНМ разработан на основе 32-разрядного высокопроизводительного процессора цифровой обработки сигналов К1967ВН044 (тактовая частота до 200 МГц). При этом максимальная частота расчета угла составляет до 1 000 Гц. Такое быстродействие должно покрыть все предположительные эволюции или воздействия вибраций.
При разработке модуля было проведено моделирование его работы в условиях разного рода вибраций, моделирующих работу некоторых видов транспорта.
При этом характерными являются следующие модели вибрационного воздействия:
- двигатель внутреннего сгорания в обычном автомобиле, частота работы которого от 1 000 до 5 000 об / мин, то есть частота вибрации ~15…85 Гц;
- вращение подъемного винта БПЛА диаметром до 1,5 м с частотой не более 4500 об / мин, то есть частота вибрации ~0…75 Гц;
- вращение винта самолета с частотой не более 2 500 об / мин, то есть частота вибрации не более 45 Гц;
- вращение лопаток турбины реактивного двигателя с частотой 30 000...100 000 об / мин, то есть частота вибрации ~500...1 500 Гц.
Для различных моделей транспорта были выбраны типовые параметры воздействия в математической модели, которые приведены в табл. 1.
Движение объекта моделировалось траекторией типа «коробочка» (замкнутый квадрат) с тремя разворотами на 90о по курсу на траектории, со скоростями 25 и 200 м / с. Длительность движения на каждом из четырех прямолинейных участков траектории составляла 10 мин.
При этом моделирование решения алгоритма навигационной задачи для сравнения проводилось с частотами 50, 200, 500, 1 000, 2 000 и 5 000 Гц. Помимо этого, при моделировании менялись параметры ошибок ДУС и акселерометров, такие как «неноль» и амплитуда шума, а также разрядность АЦП, пределы измерения и др. Результаты прогонов сравнивались с идеальной моделью движения в конце траектории как разница по координатам в трех проекциях – широта, долгота и высота над референц-эллипсоидом. При увеличении частоты счисления навигационного алгоритма от 50 до 1 000...2 000 Гц ошибка счисления координат значительно сокращалась, дальнейшее увеличение до 5 000 Гц эффекта не выявляло. Другими словами, моделирование показало эффективность повышения частоты счисления навигационного алгоритма как такового. Также наиболее значительное влияние в обеспечении точности показали такие параметры, как разрядность АЦП и полоса полезного сигнала. С учетом реального размаха шума сигналов ДУС и акселерометров, а также диапазонов измерения сигналов, достаточной является разрядность АЦП в пределах 16...20 бит.
Всем известны присущие MEMS‑датчикам достаточно большие ошибки в части уходов угла и температурной зависимости, поэтому для повышения точностных характеристик модулей, созданных на их основе, приходится прибегать к дополнительным мерам (кроме калибровки масштабных коэффициентов, компенсации углов неортогональности между осями и относительно узлов крепления модуля и т. д.), таким как комплексирование информации от датчиков, построенных на других физических принципах. В ИНМ применен ряд алгоритмов комплексирования навигационной информации: кроме инклинометрической фильтрации (на основе данных акселерометров корректировка углов горизонта тангажа и крена) используются гиромагнитная и бароинерциальная фильтрация.
Комплексирование (на основе алгоритмов субоптимальной фильтрации) с датчиком магнитного поля Земли позволяет при начальной выставке курсовертикали определять истинный курс (при учете магнитного склонения). При дальнейшем счислении углов комплексирование с магнитометром позволяет списывать накапливающуюся ошибку ДУС, зависящую от температуры и ошибки оценки дрейфов, так как ошибка магнетометра не накапливается со временем, а остается в определенных пределах. Данные знания и использование их при комплексировании позволяют сохранять ошибку счисления истинного курса в определенных пределах практически до бесконечности. Значения данной ошибки зависят от условий применения в части вибрации и возмущенности окружающего магнитного поля (наличие / отсутствие рядом больших протекающих электрических токов и крупных железосодержащих конструкций).
Комплексирование (также на основе алгоритмов субоптимальной фильтрации) с бародатчиком позволяет с неплохой точностью поддерживать знание о высоте объекта над референц-эллипсоидом Земли, что очень важно для любого летательного аппарата. Как известно, вертикальный канал любой инерциальной системы достаточно сильно «уходит» без информационной поддержки от другого датчика. Стоит отметить некоторые недостатки бародатчика:
- он дает погрешность от 1 до 4 м для объектов типа коптер или вертолет при взлете и посадке из-за воздушного разрежения от вращения винта;
- бародатчик не может учитывать подстилающий рельеф Земли;
- бародатчик дает погрешность при погодных изменениях атмосферного давления.
Однако, с учетом отличных массо-габаритных показателей, бародатчик является весьма эффективным средством для поддержания знаний о высоте над референц-эллипсоидом Земли и вертикальной скорости. При этом ошибка бародатчика не накапливается (некое сходство с магнетометром) с течением времени, в отличие от интеграла от акселерометра.
Использование алгоритма акселерометрического инклинометра для корректировки данных углов тангажа и крена на участках относительно невозмущенного движения также (наряду с гиромагнитной коррекцией) позволяет списывать накапливающуюся ошибку ДУС, зависящую от температуры и ошибки оценки дрейфов, так как здесь используется в качестве «костыля» коррекции сила тяжести, которая с течением времени остается относительной константой для текущей координаты. Данные знания и использование их при комплексировании позволяют сохранять ошибку счисления углов горизонта в определенных пределах практически до бесконечности. Значения данной ошибки зависят от условий применения в части вибрации. Плюс, конечно, стоит отметить, что в отдельных реальных применениях существуют вибрационные условия, где этот метод не будет работать.
Кроме математического моделирования были проведены лабораторные и полевые сравнительные испытания (с блоком ADIS16480) разработанного ИНМ: на поворотном столе, на автомобиле и квадрокоптерах. В нашем ИНМ-модуле все навигационные параметры записывались на устанавливаемую перед включением micro-SD‑карту, модуль работал в режиме курсовертикали без информационной поддержки координатами. При испытаниях на поворотном столе и автомобиле одновременно с ИНМ включался ADIS16480, после испытаний результаты сравнивались. На поворотном ручном столе в характерных точках просто сравнивались углы с эталоном, как ИНМ, так и ADIS16480. Углы совпадали (и у ADIS16480, и у ИНМ) с эталоном с точностью задачи угла стола (КПА‑5), равной ± 6 угловых минут. При испытаниях на автомобиле включения проходили так же, как и при математическом моделировании – по траектории «коробочка», то есть в начале и в конце угловое положение совпадало (с визуальной точностью). Анализ телеметрических записей показал также совпадение с эталоном по углам курса, тангажа и крена и у ИНМ, и у ADIS16480 с той же точностью.
При испытаниях на квадрокоптере включения производились также одновременно с модулем фирмы Analog Devices, при этом ADIS16480 был в составе системы навигации, в которой по его данным строился другой БИНС. При этом оценивалась работа не только курсовертикали, но и работа бароинерциального фильтра, а также сравнивались текущие географические координаты и скорости с данными приемника спутникового навигационного сигнала ГЛОНАСС (эти координаты являлись эталоном). Причем, следует отметить здесь работу бародатчика – 14-дюймовые подъемные винты квадрокоптера оказывали минимальное воздействие на наш модуль, и его информацию о высоте и вертикальной скорости вполне можно было использовать для автоматической посадки в системах управления. Траектория полета была также типа «коробочка», с временем полета до 10 мин, точка взлета и посадки совпадали с точностью до 2...3 м.
Во всех полетах БИНС «ПКК Миландр» давал более точные координаты на текущий момент времени относительно эталона, чем БИНС, построенный по данным ADIS16480. В среднем ошибка БИНС «ПКК Миландр» не превышала 1 500...2 000 м по любой из трех координат за время 4 мин, тогда как у БИНС на основе данных ADIS16480 это время составляло примерно 3 мин. Возможно улучшение этих показателей нашего модуля, если применять при калибровке модернизированные методы, использующие более точное оборудование.
В планах дальнейших испытаний – трюковой квадрокоптер (имеет возможность создавать угловые воздействия до 600 гр / с) и самолет ЯК‑12.
Таким образом, сегодня АО «ПКК «Миландр» предлагает на замену организациям, применяющим в своих разработках приборы ADIS16480 (фирмы Analog Devices), новый разработанный модуль, принимая во внимание, что ADIS16480 запрещен к продаже на территории РФ, так как находится под санкциями, наложенными правительством США.
В заключение следует сказать, что в нашей разработке применены оригинальные алгоритмы навигации, которые были апробированы на нескольких летающих платформах. ●
Отзывы читателей
