Способ испытаний гироинерциальных систем Советский патент 1992 года по МПК G01C25/00 

Предлагаемое изобретение относится к испытанию навигационных систем.

Известны способы испытаний по контролю выходных и внутренних сигналов ги- роинерциальных систем (ГИС) с помощью специальной переносной контрольно- проверочной аппаратуры или систем встроенного контроля, которые производят контроль сигналов и определение отказавших блоков на неподвижном объекте.

Недостатком их является то, что они не могут контролировать точность выходных параметров ГИС, которую она будет иметь при движении летательных аппаратов (ЛА) по конкретному маршруту, а также невозможность оценки функциональных структур, работоспособность которых зависит от параметров движения ЛА.

Наиболее близким техническим решением является способ испытаний гиро- инерциальных систем, включающий воспроизведение выходных сигналов углового движения гироинерциальной системы с помощью трехстепенного динамического стенда, по заданной модели движения летательного аппарата, формирование выходных параметров поступательного движения гироинерциальной системы.

Недостатком этого способа является то, что гироинерциальная система не выдает параметры о поступательном движении ЛА, не имеет погрешностей, вызванных им. и естественно невозможно контролировать

VJ

ON 00 Ю 00

о

их точность. Другим существенным недостатком является невозможность оценки собственных функциональных структур ги- роинерциальных систем, работоспособность которых зависит от параметров поступательного движения летательного аппарата.

Целью изобретения является повышение достоверности контроля точностных характеристик гироинерциальной системы путем обеспечения возможности оценки функциональных структур компенсации динамического дрейфа и навигации в наземных условиях в зависимости от заданной траектории, параметров движения летательного аппарата и погрешностей, вызванных движением,

Поставленная цель достигается тем, что в способе испытаний гироинерциальных систем, включающем воспроизведение выходных сигналов углового движения гироинерциальной : системы с помощью трехстепенного динамического стенда по заданной модели движения летательного аппарата, формирование выходных параметров поступательного движения гироинерциальной системы, осуществляют определение параметров поступательного движения и погрешностей, вызванных им, гироинерциальной системой, путем формирования сигналов скорости поступательного движения и погрешностей, вызванных ими сформированных в соответствии с заданной траекторией движения летательного аппарата, одновременно формируют корректирующие сигналы на гироскопы в соответствии с моделью движения летательного аппарата в функции относительного движения и изменения проекций углозой скорости вращения Земли на оси гопроп- латформы в месте установки стенда и в соответствии с текущей точкой заданной траектории движения, динамические дрейфы в гиродинамициальной системе по моделям заданной траектории движения летательного аппарата действующих возмущений и дрейфов гироскопов и затем осуществляют контроль точности определения навигационных параметров гироинерциальной системы, путем сравнения сформированных параметров движения одноименных параметров, определенных гироинерциальной системой, определяют погрешности функциональных структур компенсации динамического дрейфа сравниванием формируемых динамических дрейфов в гироинерциальной системе и определенных функциональной структурой компенсаций, определению функциональные погрешности функциональных структур

навигации, путем сравнения суммарной погрешности в координатах местоположения, полученной, как разность сформированных заданных координат в соответствии с

траекторией движения и определенных гироинерциальной системой, и инструментальной погрешности в координатах местоположения, полученной как интеграл от инструментальной погрешности скорости, определенной гироинерциальной системой.

На чертеже приведена схема реализации способа для одного из горизонтальных каналов Г1/1С, аналогичный вид она имеет и

для другого горизонтального канала, а для азимутального канала она отличается тем, что отсутствует входной сигнал по курсу из модели движения летательного аппарата, так как он воспроизводится трехстепенным

динамическим стендом.

На чертеже приняты следующие обозначения: 1 - система контроля, аттестации и регистрации (СКАИР); 2 - блок формирования параметров движения летательного

аппарата (ЛА); 3 - блок формирования дрейфов гироскопов; 4 - блок формирования корректирующих сигналов на гироскопы; 5 - блок формирования скорости поступательного движения по осям гироплатформы;

6 - блок формирования погрешностей и измерении скорости (ускорения) выхванных поступательным движением в действующими возмущениями; 7 - блок вычисления навигационных параметров в вычислителе

гироинерциальной системы (ГИС); 8 - блок функциональных структур компенсации динамического дрейфа в вычислителе ГИС; 9 - другие блоки вычислителя ГИС (например, фильтры оценивания с использованием внешней информации); - сформированные сигналы на возбуждение дрейфов гироскопов; AUki - корректирующие сигналы на гироскопы; РпРгп - параметры (сигналы), соответственно

идеальные, сформированные по моделям и реальным с ГИС; UMi - суммарные сигналы на гироскопы, сформированные в СКАИР; VBi - сформированные сигналы скорости по- ступателоного движения ЛА; д vi - сформированные сигналы погрешностей по скорости, вызванных движением ЛА и действующими возмущениями; ДА| - погрешности акселерометров на неподвижном стенде; АК| - сигналы на компенсацию кориолисовых ускорений с вычислителя ГСИ; 1/s - символ интегрирования; Д Vni - приборные погрешности по скорости ГИС; VMJ - сигналы сформированной (моделируемой) скорости по осям ГИС, содержащие погрешности; VnHi - полунатурные суммарные сигналы по скорости, поступающие в вычислитель ГНС; /Э| - радиусы кривизны сечений фигуры Земли по горизонтальным осям навигационного сопровождающего трехгранника, связанного с осями ГИС; Uni - вычисленные значения текущей угловой скорости вращения Земли по осям ГИС; Uynpni - управляющие сигналы с вычислителя ГИС; (й. - сигналы на компенсацию динамических дрейфов; UnHi - полунатурные суммарные сигналы, подаваемые на гироскоп; а)п - собственные дрейфы ГИЧ на стенде; V0i - проекции угловой скорости вращения Земли на оси ГИС в местоположении стенда; а - ошибки ориентации ги- роплатформы; РМп - навигационные параметры, выдаваемые ГИС потребителям; Ви - внешняя информация, поступающая в ГИС.

Под полунатурным сигналом понимается сумма внутреннего физического сигнала ГИС и внешнего, сформированного по моделям в блоке 1 СКАИР.

На стенде ГИС не имеет поступательного перемещения и не испытывает ускорений, а следовательно, не вырабатывает параметров поступательного движения и не имеет погрешностей вызванных им и действующими возмущениями, например, динамических дрейфов от линейных ускорений. Поэтому в наземных условиях в ней не работают функциональные структуры компенсации динамического дрейфа, и навигации, зависящие от параметров движения ЛА и их невозможно оценить.

Чтобы повысить достоверность контроля точности навигационных параметров и обеспечить возможность оценки функциональных структур ГИС при испытаниях в наземных условиях в зависимости от заданной траектории, параметров движения ЛА и погрешностей, вызванных им, непосредственно героинерциальной системой, определяют (воспроизводят) параметры поступательного движения и погрешности, вызванные им, формируют корректирующие сигналы на гироскопы, формируют (возбуждают) в ней динамические дреффы.

Операцию определения параметров поступательного движения осуществляют следующим образом.

-формируют параметры движения ЛА в связанных осях и осях сопровождающего трехгранника, для чего в блоке 2 решают известные уравнения движения ЛА;

-формируют скорости поступательного движения в осях ГИС в блоке 5, в соответствии с соотношением (1) и погрешности по

скорости в блоке 6, в соответствии с соотношением (2). Примем, что ГИС работает в полусвободной в азимуте системы координат и в полете должна выдавать относитель- ные скорости

10

VBX VXO+ / Vx + VzYUy + Uy)- - Vy(Uz + Uz)dt

Vby Vyo + / Vy-Vz(Ux + Ux) + + Vx(U2 + Uz)dt (1)

1C-Vbz Vz0 + + Vy(Ux + Ux) 10о

- Vx(Uy + Uy)dt,

где Vi, Vj, Ui, Uj - идеальные значения, соответственно, относительных ускоре- ний, относительных скоростей, угловых скоростей Земли, и абсолютных угловой скорости по осям ГИС (поступают в блок 5 из блока 2),

25t

б Vi / д М dt,

о

(2)

где d AI - погрешности в измерении ускоре- иий, возникающие при движении ЛА (например, из-за погрешности масштабного коэффициента акселерометра, разноса мест установки ГИС относительно центра масс ЛА и т.д.),

получают суммарные сигналы моделируемой скорости в осях ГИС в реальном масштабе времени, в соответствии с соотношением (3)

40

VMi VBi+ c5Vi,

(3)

- затем формируют полунатурные сигналы по скорости в ГИС, для чего сигналы моделируемой (сформированной) скорости направляют в контуры ГИС и суммируют их с реальными приборными сигналами по скорости с выходов интеграторов ГИС, в соответствии с выражением (4)

VnH4 AVnX + VMX,

Vnny AVny + VMy, VnHz AVnz + VMZ.

(4)

При этом полунатурные сигналы по ско- рости соответствуют реальным сигналам, которые ГИС выдает в полете.

В данном случае, приборные сигналы по скорости равны:

t /(-g «x-AAx-Akx)dt

о t /(g Og+ AAy-Aky)dt

о

/(AAz-Akz)dt. о

(5)

Сигналы на компенсацию кориолисо- вых ускорений формируют в вычислителе ГИС на основе текущих параметров в соответствии с выражением (6)

Akx Vnz(Uny + Uny) - Vny(Unz + Unz) Аку -Vnz(Unx + Unx) ч- Vnx (Unz + Unz) AKZ Vny(Unx + Unx) - Vn(Unj+ Uny) (6)

Приборные значения текущих параметров вычислителя ГИС можно представить как идеальное значение плюс погрешность, т.е.:

Vm Vi+ AVi, Vni Ui+ AUi,

Uni Ui + AUi(7)

Подставляя (1), (2), (3), (5), (6) с учетом (7) в (4) получим

t . Vnnx Vxo + / (Vx - g a x +A Ax + 5Ax-+AAkx)dt

VnHy Vyo + / (Vy t- да у -A Ay + о

+ 5Ay+AAky)dt(8)

t « VnHz Vzo + / (Vz + A A2 + б Az - A Akz) dt

о

где AAki - суммарная погрешность компенсации кориолисовых ускорений,определяемая подстановкой (7) в (6).

Таким образом, выражение (8) показывает, что в функциональные структуры вычислителя ГИС поступает скорость в сумме с реальными погрешностями и ГИС начинает функционировать как и в полете, решать возложенные задачи, определять параметры поступательного движения и формировать управляющие сигналы обкатки на гироскопы в соответствии с реальной траекторией полета. Так, как гироплатформа ГИС не имеет поступательного движения вокруг Земли, она должна отслеживать вертикаль в месте испытаний, то есть на гироскопы должны поступать управляющие сигналы обкатки, равные проекциям угловой скорости вращения Земли, на оси гиро- ллатформы в месте испытаний, а текущие управляющие сигналы вычислителя ГИС будут приводить к завалу гироплатформы, поэтому одновременно с сигналами по

скорости поступательного движения и погрешностей, вызванных им, формируют корректирующие сигналы на гироскопы. В результате этих двух дополнительных операций гироплатформа функционирует в условиях стенда, в вычислитель ГИС в условиях реального полета и ГИС определяет параметры поступательного движения в соответствии с заданной траекторией полета.

Однако еще нет полного соответствия условий испытаний и конкретного полета, так как на ГИС не воздействует ряд возмущений, например, линейные перегрузки, которые вызывают динамический дрейфы, а его отсутствие вне позволяет оценить функциональные структуры компенсации динамического дрейфа, поэтому, наряду с корректирующими сигналами, формируют

(возбуждают) динамические дрейфы в ГИС.

Корректирующие сигналы на гироскопы формируют в соответствии с моделью движения ЛА в функции относительного движения (скорости) и изменения проекций угловой скорости вращения Земли на оси гироплатформы в месте установки стенда и з соответствии с текущей точкой заданной траектории движения.

Динамические дрейфы формируют по модели заданной траектории, модели действующих возмущений (ускорений) и модели дрейфов гироскопов.

Операции формирования корректирующих сигналов и динамических дрейфов осуществляют следующим образом.

Формируют сигналы на возбуждение динамических дрейфов гироскопов в соответствии с выражением (9), которое реализуется в блоке 3:

KixVx + Kjy Vy+ Ki2Vz

Way K2xVx + K2yVy + K2zVz Wsz Кзх Vx KsyVy + K3z Vz

(9)

где Kiy - коэффициенты динамического дрейфа гироскопов от линейных ускорений,

Vi -линейные относительные ускорения

по осям ГИС поступают из блока 2, где реализована модель заданной траектории движения,

Коэффициенты Kiy предварительно замеряют для каждого комплекса ГИС, затем

записывают их в ее паспорт и на основании этого вводят в вычислитель ГИС для компенсации в блок 1 СКАИР для возбуждения динамических дрейфов в ГИС и оценки функциональных структур.

Сформированные сигналы направляют на соответствующие задатчики моментов гироскопов, В вычислителе ГИС реализованы функциональные структуры компенсации динамического дрейфа, которые формируют сигналы на компенсацию динамического дрейфа, в соответствии с выражением (10)

rWkx KlxVriHx + KiyVnHy + Kiz VRHZ UJky K2xVnHX + K2y Уину + KzzVnHZ UJkz K3x VRHX + KhyVnny + K3z VnHZ

или, согласно фиг. 2 выраженое (12) должно представить в виде:

Unxynp + Wbx Unyynp + упр + Д Ukz Uoz - МЫ

nz

(учитывая, что UMi A Uki + соы).

Из (13) с учетом (11) получим корректи- 10 рующие сигналы:

A Ukx Uox - Unx + VnHy

J A

Изобретение относится к испытанию навигационных систем. Цель изобретения - повышение достоверности контроля точностных характеристик гироинерциальной системы (ГИС) путем обеспечения возможности оценки функциональных структур компенсации динамического дрейфа и навигации в наземных условиях в зависимости от заданной траектории, параметров движения летательного аппарата (ЛА) и погрешностей, вызванных движением. Способ испытаний ГИС включает воспроизведение выходных сигналов углового движения ГИС с помощью моделирующего комплекса, управляемого от модели движения ЛА, реализованной в цифровой вычислительной машине, имитацию выходных сигналов поступательного движения ГИС; воспроизведение параметров поступательного движения и погрешностей, вызванных им, непосредственно в самой ГИС, коррекцию управляющих сигналов на гироскопы; возбуждение дрейфов гироскопов; контроль и аттестацию функциональных структур ГИС и параметров поступательного движения. 1 ил. (Л

функциональные структуры компенсации динамического дрейфа реализуются в блоке он аналогично заданной модели дрейфа (9), только вместо сформированных идеальных значений линейных ускорений Л используются реальные приборные значения VnHi определяемые в вычислителе ГИС. Компенсационные сигналы направляют на соответствующие датчики моментов гироскопов.

Одновременно формируют корректирующие сигналы на гироскопы, Так как фун- кциональные структуры навигации вычислителя ГИС работают как и в полете по реальной скорости, то они формируют управляющие сигналы обкатки на горизонтальные гироскопы, пропорциональные текущей абсолютной угловой скорости по осям ГИС и сигналам компенсации. В азимуте ГИС работает в полусвободной системе координат, управляющий сигнал пропорционален текущей угловой скорости Земли по азимутальной оси ГИС и сигналу компенсации. Тогда управляющие сигналы с вычислителя ГИС будут:

UnxynP Unx - VnHy - AV

Uny + - VnHX -

unzynp Unz -

(11)

Так как гироплатформа не меняет своего местоположения относительно стенда, и чтобы сохранить ее нормальное положение, нужно подавать на гироскопы управляющие сигналы,пропорциональные угловой скорости вращения Земли в месте стенда по осям ГИС(и0|), поэтому корректирующие сигналы должны быть сформированы таким образом, чтобы полунатурный суммарный управляющий сигнал на гироскопы (Unm) был пропорционален угловой скорости вращения Земли в месте стенда, то есть:

UnHi Uoi

40 Выражение (15) получено в соответствии с фиг, 2 и с учетом (1) - (4). При этом полагали, что (Uki 0, т.е. для режима испытаний по оценке функциональных структур навигации. Уравнения (15) показывают, что гиро45 платформав, находясь на стенде и не меняя своего местоположения, имеет реальные погрешности в соответствии с траекторией движения и действующими возмущениями.

50 Таким образом доказано, что если осуществить вышеуказанные предварительные операции, то функциональные структуры ГИС будут функционировать, а гироплатформа иметь погрешности в соответствии с

55 реальной траекторией полета, и можно проводить испытания по контролю точности параметров ГИС и оценке ее функциональных структур в зависимости от (12)траектории, параметров движения и действующих возмущений. Все операции по

15

A Uky Uoy - Uny - - VnHX

AUkz UOZ-Unz

(14)

При этом полагали, что шы аы

Таким образом, показано, что корректирующие сигналы на гироскопы нужно формировать в соответствии с выражением (14). Сформированные сигналы AUki направляются на соответствующие датчики моментов гироскопов. Ошибки ориентации

гироплатформы в процессе испытаний с учетом всех сигналов, направляемых на гироскопы, будут определяться следующими выражениями

«х со пх + со ьх + -т;- / (- g a x +A Ах г о

-АА„Х-+ ЗА x)dt,

1 V ау сопу + соьу + тг / (- g а у - AAy+

AV о

+ А АК.У - б А у) dt,

az ct)nz + cObz.(15)

испытанию ГИС осуществляются путем параллельного подсоединения к ней между выходами первых интеграторов и входами до датчика моментов гироскопов системы СКАИР, которая формирует и выдает соот- ветствующие сигналы в ГИС и принимает необходимые сигналы (Ргп) для контроля параметров и оценки функциональных структур. Под оценкой функциональных структур здесь понимается контроль работоспособно- сти и определение функциональной точности различных версий математических моделей реализации функциональных структур в зависимости от траектории параметров движения и действующих возмущений.

При испытаниях в ГИС последовательно воспроизводят различные режимы движения ЛА, погрешности по скорости, вызванные им, формируют фрейфы в соответствии с вышеизложенными операциями. В каждой конкретной реализации регистрируют сигналы с ГИС (Ргп), которые включают текущие выходные параметры (широту , долготу ап и другие), сигналы с первых интеграторов (AVni), сигналы с выхода фун- кциональных структур (, w ы и другие), для чего их направляют в блок БИР системы СКАИР. Одновременно там же регистрируют идеальные параметры (Рп), сформированные в блоках (VB, 5v, A A, ОДэ, AUk).

Контроль точности определения навигационных параметров осуществляют путем сравнения реальных параметров, определенных ГИСом, и одноименных идеальных параметров, сформированных в системе СКАИР, и непрерывной регистрации их разности, Например, сравнивают реальную широту ((рп) и идеальную fy) и определяют погрешность Д рп - р в зависимости оттраектории, параметров движения и действующих возмущений. Аналогично осуществляют контроль точности других параметров.

При оценке функциональных структур компенсации динамического дрейфа определяют работоспособность функциональной структуры и погрешности компенсации в зависимости от режимов полета (стально- маневренный или слабоманевренный). На- пример, если функциональная структура (модель динамического дрейфа) будет или не будет учитывать квадратичные составляющие динамического дрейфа от линейных ускорений, или другой пример: с какой точностью должны быть измерены и занесены и ГИС коэффициенты для компенсации динамического дрейфа, какова будет погрешность компенсации. Способ испытаний дает ответ на этот вопрос, так как он

позволяет возбуждать динамический дрейф в ГИС в соответствии с математической моделью, коэффициенты которой можно задавать отличными от коэффициентов, реализованных в функциональных структурах его компенсации.

Погрешность функциональных структур компенсации динамического дрейфа определяют сравнением сформированных динамических дрейфов (шы)в гироинерциальной системе и определенных функциональными структурами его компенсации ( В блоке БИР непрерывно вычисляется погрешность компенсации Дшд шь - им. Таким образом, осуществляют оценку функциональных структур компенсации динамического дрейфа. При оценке функциональных структур навигации с доплеровской, спутниковой или какой-либо другой коррекцией задают различные траектории полета (с динамикой крена, тангажа, скорости, высоты и других параметров) формируют в ГИС погрешности и дрейфы, вызванные движением и действующими возмущениями по вышеизложенной методике. При этом в вычислитель ГИС поступает вычисленная внешняя информация, например, доплеровская скорость.

В каждой реализации определяют функциональную погрешность в координатах местоположения (широта, долгота), в зависимости от траектории, параметров движения и действующих возмущений.

Функциональную погрешность функциональных структур навигации определяют следующим образом:

-определяют суммарную погрешность в координатах местоположения, как разность сформированных координат в соответствии с траекторией движения в системе СКАИР, которые являются идеальными, и определенных гироинерциальной системой, например, для широты &.(р р

-одновременно определяют инструментальную погрешность в координатах местоположения, путем интегрирования инструментальной погрешности по скорости, которая поступает на вход функциональной структуры навигации (см. фиг. 2)

t -I

Дри / T -AVnHydt, о ЯУ

где A Vrmy VnHy - Vny A Vny + д Vy;

-определяют функциональную погрешность структур навигации сравнением суммарной погрешности и инструментальной

Ay ДрЈ-Дрй ,

Аналогично вычисляют погрешность по координате Я. Все вычисления осуществляют в блоке ВИР. Если при испытаниях устанавливают, что в некоторых режимах полета при конкретных возмущениях погрешность функциональной структуры выше допустимой, это испытания повторяют для другой структуры навигации (фильтра коррекции, при этом могут изменять как его структуру, так и параметры). Таким образом испытывают несколько функциональных структур и выбирают для серийной реализации наилучшую по точности.

Формула изобретения Способ испытаний гироинерциальных систем, включающий воспроизведение выходных сигналов углового движения гиро- инерциальной системы с помощью трехстепенного динамического стенда по заданной модели движения летательного аппарата, формирование выходных параметров поступательного движения гиро- инерциальной системы, отличающий- с я тем, что, с целью повышения достоверности контроля точностных характеристик гироинерциальной системы путем обеспечения возможности оценки функциональных структур компенсации динамического дрейфа и навигации в наземных условиях в зависимости от заданной траектории, параметров движения летательного аппарата и погрешностей, вызванных движением, осуществляют определение параметров поступательного движения и погрешностей, вызванных им гироинерциальной системой путем формирования сигналов скорости поступательного движения и погрешностей,

вызванных ими, сформированных в соответствии с заданной траекторией движения ле- тательного аппарата, одновременно формируют корректирующие сигналы на гироскопы в соответствии с моделью движения летательного аппарата в функции относительного движения и изменения проекций угловой скорости вращения Земли на оси гироплатформы в месте установки стенда и в соответствии с текущей точкой заданной траектории движения, формируют динамические дрейфы в гироинерциальной системе по моделям заданной траектории движения летательного аппарата, действующих возмущений и дрейфов гироскопов, а затем осуществляют контроль точности определения навигационных параметров гироинерциальной системы путем сравнения сформированных параметров движения и

одновременных параметров, определенных гироинерциальной системой, определяют погрешности функциональных структур компенсации динамического дрейфа сравнением формируемых динамических дрейфов в гироинерциальной системе и определенных функциональной структурой компенсации,определяют функциональные погрешности функциональных структур навигации путем сравнения суммарной погрешности в координатах местоположения, полученной как разность сформированных заданных координат в соответствии с траекторией движения и определенных гироинерциальной системой, и инструментальной погрешности в координатах местоположения, полученной как интеграл от инструментальной погрешности скорости, определенной гироинерциальной системой.

Ь

&-J