Создание и исследование высокоточной навигационной системы на основе лазерных гироскопов с виброподставкой тема диссертации и автореферата по ВАК РФ 01.04.21, кандидат наук Тарасенко Александр Борисович

• Тарасенко Александр Борисович
• кандидат наук
• 2021

Оглавление диссертации кандидат наук Тарасенко Александр Борисович

Введение

Глава 1. Обзор области исследования

1.1 Принцип разработки, работы и перспективы применения БИНС, обзор

существующих образцов

1.2 Обзор существующих гироскопов

1.3 Обзор существующих акселерометров

1.4 Выводы по главе

Глава 2. Исследование лазерных гироскопов на виброподставке и акселерометров

2.1 Особенности выбранных датчиков

2.2 Электроника и программное обеспечение датчиков

2.3 Шумовые характеристики датчиков

2.4 Исследование температурной чувствительности датчиков и электроники

2.5 Исследование нелинейности и несимметрии МК ЛГ

2.6 Исследование магнитной чувствительности

2.7 Исследование вибрационной чувствительности, вейвлет-анализ вибраций

2.8 Оценка предельной достижимой точности БИНС на выбранных датчиках

2.9 Выводы по главе

Глава 3. Построение и исследование инерциальной навигационной системы

3.1 Особенности образца системы

3.2 Математическая модель компенсации ошибок инерциального блока

3.3 Методика калибровки инерциального блока

3.4 Исследование восприимчивости образца к внешним воздействиям

3.4.1 Температурная восприимчивость

3.4.2 Вибрационная восприимчивость

3.4.3 Магнитная восприимчивость

3.6 Вейвлет-анализ показаний инерциальных датчиков в блоке

3.7 Выводы по главе

Глава 4. Испытания полученных точностных характеристик навигационной системы

4.1 Об испытаниях в целом

4.2 Стендовые испытания системы

4.3 Мобильные испытания системы

4.4 Лётные испытания

4.5 Выводы по главе

Заключение

Список сокращений и условных обозначений

Словарь терминов

Список литературы

Список иллюстративного материала

Приложение А. Структура технологического проекта по созданию бинс

Приложение Б. Акт внедрения результатов диссертации

ВВЕДЕНИЕ

Навигация - одна из самых первых и естественных областей применения человеческого интеллекта, поскольку наше существование как цивилизации сопряжено с потребностью в перемещении на дальние расстояния и ориентации в пространстве. В XX веке с развитием науки были созданы инерциальные навигационные системы, в которых позднее нашли своё применение лазерные гироскопы (ЛГ) [1], и по сей день занимающие своё заслуженное место в построении таких систем.

Итоговая точность системы зависит от точности показаний инерциальных датчиков (шумовые и точностные характеристики, чувствительность к внешним воздействиям, стабильность и повторяемость показаний), качества сборки и калибровки (снижение и математическая компенсация погрешностей датчиков и блока в совокупности), а также реализации навигационных алгоритмов.

В данной работе создается образец малогабаритной инерциально-спутниковой навигационной системы с малым весом и энергопотреблением на основе отечественных лазерных гироскопов с плоским контуром на виброподставке а также отечественных кварцевых маятниковых акселерометров, исследуются его свойства чтобы и добиться от него максимальной возможной точности автономной навигации (важнейшая характеристика инерциальной навигационной системы, выражающаяся в величине ошибки определения местоположения и скорости системы по инерциальным данным).

Введение диссертации (часть автореферата) на тему «Создание и исследование высокоточной навигационной системы на основе лазерных гироскопов с виброподставкой»

Актуальность темы исследования

Разработка бесплатформенных инерциальных навигационных систем (БИНС) рассматриваемой в работе весовой и точностной группы бурно развивается и помимо обычной авиации захватывает новые области применения

(беспилотные автомобили и летательные средства), таким образом, потребность в них возрастает. Соответственно, условие малого веса и потребления с одной стороны актуально для привычных сфер применения такого рода приборов, а с другой - необходимо для внедрения на более лёгкие объекты (такие как БПЛА). На данный момент отечественные производители ещё не заполнили нишу лёгких и точных систем, создание такой системы представляет несомненный интерес ещё и в целях импортозамещения.

Требования к точности навигации постоянно растут и ужесточаются, разрабатываются новые, более точные инерциальные датчики, которые требуют сравнения, изучения и освоения в составе навигационных систем. Данная работа не только исследует возможности применения предложенной модели современного отечественного лазерного гироскопа с виброподвесом при построении навигационной системы, но и готовит плацдарм для скорейшего задействования нового перспективного отечественного четырёхчастотного гироскопа. Выбранная модель гироскопа составляет конкуренцию другим доступным образцам, требует испытания и реализации её потенциала в БИНС.

Также сохраняется необходимость совершенствования и поддержания актуальности методов испытания датчиков, создания, испытания и настройки БИНС, математических моделей, встроенного программного обеспечения, а полученные решения требуют обоснования и подтверждения практикой.

Степень разработанности

В большинстве современных систем инерциальная часть не предполагает длительной автономной (без спутниковой коррекции) работы. Успехи в производстве БИНС, совмещающих малый вес и высокую автономную точность (не хуже 1 морской мили за час) БИНС достигнуты западными производителями (Honeywell, Argo, Safran), китайской компанией AVIC и «Наукасофт» с БИНС-500НС (по информации на сайтах компаний). В построении современных

инерциальных навигационных систем уже длительное время сохраняется тенденция к укреплению интереса к МЭМС-датчикам (низкая точность при малом весе), волоконно-оптическим гироскопам[2,3] (чувствительны к вибрациям и радиации), а также твердотельным волновым гироскопам. Число публикаций в единицу времени по ВОГ превосходит таковое по ЛГ в несколько раз.

Цель и задачи

Цель работы состоит в выработке и реализации комплекса решений по созданию и исследованию малогабаритной инерциально-спутниковой навигационной системы с малым весом на основе отечественных лазерных гироскопов с плоским контуром на виброподставке (ещё не использовавшейся в БИНС модели), а также отечественных Q-flex акселерометров.

Для достижения поставленной цели были решены следующие задачи:

1. Исследование характеристик и возможности применения в построении БИНС отечественного лазерного гироскопа с виброподставкой (и акселерометров) и выработка методов компенсации ошибок, реализация высокочастотного сбора данных с минимизацией задержек и оптимизацией вычислений.

2. Разработка конструкции малогабаритной БИНС и исследование ее свойств: оптимизация объёма и конфигурации системы, изучение влияния внешних и внутренних вибраций.

3. Сопоставление известных методик калибровки системы по температуре, создание и испытание новой, оптимальной для построенного прибора.

4. Апробация системы, проведение стендовых, мобильных и лётных испытаний.

5. Выработка путей дальнейшего совершенствования системы.

Научная новизна

Продемонстрирована перспективность применения отечественных лазерных гироскопов на виброподставке в построении современных высокоточных БИНС. Достигнуто приближение к теоретическому пределу точности гироскопа (0.01°/ч при периметре 180мм) благодаря применению технологических достижений: шероховатость зеркал 1А, подстройка длины резонатора без перестройки модового состава.

В реализованной конструкции инерциальные датчики взаимно расположены таким образом, что математическая компенсация ошибок позволила достигнуть искомой точности инерциальной навигации при малом объёме, линейных размерах системы и массе.

Показана эффективность вейвлет-анализа на реальных данных от лазерных гироскопов и акселерометров в системе для фильтрации вибрационной составляющей и сглаживания сигнала.

При этом произведено исследование, сравнение и усовершенствование известных методик калибровки инерциальных блоков, предложена новая эффективная методика калибровки инерциальных блоков. Выработан и опробован комплекс испытательных процедур. Таким образом, совершенствуется методический арсенал исследователей данной области и разработчиков БИНС.

Теоретическая и практическая значимость

В системе удалось добиться положительно выделяющегося среди отечественных разработок соотношения массы, габаритов и точности. В процессе выполнения работы создана универсальная платформа для применения различных типов инерциальных датчиков, и в первую очередь - нового четырёхчастотного лазерного гироскопа. Указанные два типа гироскопов выделяются низкой

магнитной чувствительностью, важной в условиях Крайнего Севера. Выполнена разработка, компиляция и модернизация методов настройки и испытаний БИНС.

Методология и методы исследования

Отбор лазерных гироскопов с акселерометрами и подтверждение их характеристик произведены путём их тщательных экспериментальных исследований. Оценено теоретически и проверено экспериментально ограничение точности навигации системы, налагаемое измеренной точностью датчиков.

В ходе работы было произведено сравнение и обобщение опыта и результатов деятельности лаборатории, а именно - разработки навигационных систем серии «НСИ» и «БИНС-05», были выбраны, адаптированы и усовершенствованы применённые в них решения, такие как расположение датчиков, элементы электроники и алгоритмов, способы установки и эксплуатации амортизаторов, методы испытаний и калибровки системы. Для проверки выбранных решений в течение всей работы выполнено большое количество экспериментов.

Конструкция системы разработана с помощью компьютерного моделирования, при этом проанализировано возможное влияние size-эффекта, выбрана оптимальная форма инерциальной сборки, а затем остаточная величина size-эффекта измерена экспериментально.

Положения, выносимые на защиту

Выносятся на защиту положения: 1. Комплексное решение по применению отечественного лазерного гироскопа

с виброподставкой в современной малогабаритной навигационной системе

путём разработки конструкции системы, выбора и размещения лазерных датчиков и акселерометров, обработки данных, создания и исполнения методики калибровки, стендовых, полунатурных и лётных испытаний с достижением точности автономной работы в 2 морские мили за час полёта.

2. Для обеспечения стабильности дрейфа лазерного гироскопа в 0.01°/ч (что приближено к теоретическому пределу точности в 0.003°/ч для данной конфигурации ЛГ) при периметре резонатора 180мм необходимо обеспечить технологические и конструктивные характеристики в виде четырёхзеркального резонатора с шероховатостью резонаторных зеркал <1А, точности задания внутрирезонаторных токов 10нА, коррекции теплового расширения резонатора в расширенном температурном диапазоне без перестройки модового состава.

3. Применение разработанной электроники и программного обеспечения для обработки высокочастотных данных лазерных гироскопов и акселерометров, включая алгоритм синхронизации данных, кватернионную обработку измерений ЛГ; понижение частоты перевода инерциальных данных в навигационные выполнено без снижения точности навигации.

4. Использование при калибровке навигационной системы температурной программы испытаний без регулярной термостабилизации, а также непрерывное чередование положений блока обеспечивает сокращение в 2-4 раза времени калибровки (по сравнению с калибровкой при термостабилизации) и достижение высокой точности автономной навигации.

5. Анализ сигнала при помощи вейвлет-преобразования применим для устранения вызываемых внешними вибрациями шумов в инерциальных показаниях и даёт достоверное отображение внешних вибраций.

Степень достоверности и апробация результатов

Точность системы проверена экспериментально в стендовых и мобильных испытаниях. Получены точности автономного вычисления координат в 1 и 1.35 м. м. (морская миля) за час работы соответственно, в лётных - 2 м. м. Дано сопоставление системы с другими существующими. Результаты представлялись на следующих российских и международных научно-технических конференциях:

1. 60-я Всероссийская научная конференция МФТИ, Москва-Долгопрудный-Жуковский, 20-26 ноября 2017 г.

2. 11-я Российския мультиконференция по проблемам управления, Санкт-Петербург, 02-04 октября 2018 г.

3. 63-ая Всероссийская научная конференция МФТИ, Москва-Долгопрудный-Жуковский, 23-29 ноября 2020г.

4. XXVII Санкт-Петербургская международная конференция по интегрированным навигационным системам, Санкт-Петербург, 25 мая - 05 июня 2020 г.

5. XXVIII Санкт-Петербургская международная конференция по интегрированным навигационным системам, Санкт-Петербург, 31 мая-2 июня 2021г.

Публикации

Основные результаты диссертации опубликованы в научных изданиях, индексируемых базой Scopus:

1. Borodulin D.E., Broslavets Y.Y., Larionov P.V., Milikov E.A., Semenov V.G., Tarasenko A.B., Uspensky V.B., Fomichev A.A. «Highly Dynamic Object's Four Frequency Laser Gyros Based SINS Measuring System Optimization» // 27th Saint Petersburg International Conference on Integrated Navigation Systems

(ICINS), 2020, pp. 1-4, doi: 10.23919/ICINS43215.2020.9133951.

2. Larionov P.V., Milikov E.A., Tarasenko A.B., Uspensky V.B., Fomichev A.A. Modification results of the integrated INS/GNSS system NSI2000-MTG // 27th Saint Petersburg International Conference on Integrated Navigation Systems (ICINS), 2020, pp. 1-3, doi: 10.23919/ICINS43215.2020.9133766.

3. Filatov P.A., Semenov V.G., Tarasenko A.B., Morozov A.D., Fomichev A.A., Milikov E.A., Varenik A.I. "Studying the Accuracy Characteristics of Q-flex Accelerometers for Modernization of SINS," 2021 28th Saint Petersburg International Conference on Integrated Navigation Systems (ICINS), 2021, pp. 13, doi: 10.23919/ICINS43216.2021.9470837.

4. Tarasenko A. B., Fomichev A. A., Larionov P. V., Kolchev A. B., Filatov P. V., Milikov E. A., "Development, Tuning and Testing of a New Small-Sized Integrated Navigation System," 2021 28th Saint Petersburg International Conference on Integrated Navigation Systems (ICINS), 2021, pp. 1-7, doi: 10.23919/ICINS43216.2021.9470827.

5. Broslavets Y. Y., Milikov E.A., Tarasenko A.B., Larionov P.V., Semenov V.G., Filatov P.A., Polukeev E.A., Kolchev A.B., Fomichev A.A., Varenik A.I., Morozov A.D. New Four-Frequency Zeeman Laser Gyroscope with a Nonplanar Symmetric Cavity, its Parameters and Operation, 2021 28th Saint Petersburg International Conference on Integrated Navigation Systems (ICINS), 2021, pp. 18, doi: 10.23919/ICINS43216.2021.9470859.

Прочие публикации, 3 из которых индексируются РИНЦ:

1. Семенов В.Г., Миликов Э.А., Морозов А.Д., Тарасенко А.Б. Влияние внутренних параметров зеемановского четырехчастотного лазерного гироскопа на характеристики газового разряда // VIII Международная конференция по фотонике и информационной оптике: Сборник научных трудов. М.: НИЯУ МИФИ, 2019, ISBN 978-5-7262-2536-4 - 752 с., с. 209210.

2. Миликов Э.А., Семенов В.Г., Брославец Ю.Ю., Ларионов П.В., Морозов

А.Д., Тарасенко А.Б., Филатов П.А. Взаимное влияние четырехчастотных лазерных гироскопов в составе бесплатформенной инерциальной навигационной системы // Труды 62-й Всероссийской научной конференции МФТИ. Электроника, фотоника и молекулярная физика.- М.: МФТИ, 2019. - 319 с., с. 187-189.

3. Миликов Э.А., Семенов В.Г., Брославец Ю.Ю., Ларионов П.В., Морозов

A.Д., Тарасенко А.Б., Филатов П.А. «Взаимное влияние четырехчастотных лазерных гироскопов в составе бесплатформенной инерциальной навигационной системы» // Труды 62-й Всероссийской научной конференции МФТИ. Электроника, фотоника и молекулярная физика.- М.: МФТИ, 2019. - 319 с., с. 187-189.

4. Бородулин Д.Е., Брославец Ю.Ю., Ларионов П.В., Миликов Э.А., Семенов

B.Г., Тарасенко А.Б., Успенский В.Б., Фомичев А.А. «Оптимизация измерительной системы БИНС высокодинамичных объектов на базе четырехчастотных лазерных гироскопов» // XXVII Санкт-Петербургская международная конференция по интегрированным навигационным системам, Санкт-Петербург, Россия, 2020.

5. Ларионов П.В., Миликов Э.А., Тарасенко А.Б., Успенский В.Б., Фомичев

A.А. «Результаты модификации интегрированной инерциально-спутниковой навигационной системы НСИ-2000MTG» // XXVII Санкт-Петербургская международная конференция по интегрированным навигационным системам, Санкт-Петербург, Россия, 2020.

Патенты:

1. Брославец Ю.Ю., Ларионов П.В., Миликов Э.А., Морозов А.Д., Семенов

B.Г., Тарасенко А.Б., Фомичев А.А. - Оптический смеситель излучения четырехчастотного лазерного гироскопа зеемановского типа - Патент РФ №2709428, опубл. 17.12.2019 Бюл. №35

2. Брославец Ю.Ю., Ларионов П.В., Миликов Э.А., Морозов А.Д., Семенов В.Г., Тарасенко А.Б., Фомичев А.А. - Блок лазерных гироскопов - Патент РФ №192588, опубл. 27.09.2019 Бюл. №27

Личный вклад автора

Результаты работы достигнуты автором самостоятельно, либо при его прямом участии. Выработана и осуществлена методика исследования лазерных гироскопов, акселерометров, встроенного программно-аппаратного обеспечения системы и БИНС в целом, на основе исследования определена предельная точность работы БИНС. Технология изготовления лазерного гироскопа дополнялась по результатам выполнения автором исследований и испытаний. Дано описание процедуры создания БИНС как современного технологического проекта. Осуществлён вклад в разработку и расчёт конструкции, выполнена сборка нескольких экземпляров БИНС и их испытания, выполнено сравнение различных методик калибровки, принято участие в разработке новой. Разработанная процедура калибровки проверена на нескольких образцах системы. Выполнена очистка сигнала инерциальных датчиков при помощи вейвлет-анализа и оценка применимости метода в БИНС.

Объем и структура диссертации

Работа включает введение, четыре главы, заключение, список сокращений, список литературы, список иллюстраций. Общий объем составляет 94 страницы.

ГЛАВА 1. ОБЗОР ОБЛАСТИ ИССЛЕДОВАНИЯ

1.1 Принцип разработки, работы и перспективы применения БИНС, обзор

существующих образцов

Разнообразие транспортных средств породило также разнообразие инерциальных навигационных систем. Для управления движением большегрузных морских судов допустимо использовать более тяжёлые образцы с большим временем готовности, в ракетах меньшую роль играет длительное поддержание точности, в авиации же, особенно с увеличением интереса к более лёгким беспилотным аппаратам, более важен вес. В одних случаях необходимость работы в чисто инерциальном режиме (без спутниковой коррекции) обусловлена лишь кратковременной недоступностью спутниковых данных (гражданская авиация в средних широтах), тогда как в других требуется продолжительная автономная работа (например, при судоходстве и полётах в северных широтах).

Обобщённо разработка БИНС требует получения и интеграции следующих элементов, некоторые из которых могут быть уже совмещены (например, термодатчики, АЦП сигнала и гироскоп или акселерометр, сборка из нужного количества акселерометров и т.д.), а количество датчиков движения может быть избыточным:

1. корпус;

2. монтажная рама;

3. инерциальная сборка;

4. гироскопы;

5. АЦП сигнала гироскопов;

6. акселерометры;

7. АЦП сигнала акселерометров;

8. термодатчики;

9. плата сбора сырых данных;

10. проводка и разъёмы внутри блока;

11. источник вторичного питания;

12. вычислитель;

13. плата и разъёмы коммутации с внешним пользователем;

14. плата-приёмник спутниковых данных;

15. математическая модель компенсации ошибок;

16. вычислительные алгоритмы;

17. встроенное программное обеспечение;

18. алгоритм калибровки и программа расчёта модельных параметров.

Категории требований к системе также представим списком:

1. точность выдаваемых навигационных данных (координаты, скорости, углы ориентации и направления);

2. наличие требуемых режимов работы;

3. надёжность алгоритмов и программного обеспечения;

4. коммутация с оборудованием пользователя (схема, уровни и т.д.);

5. соответствие протокола информационного взаимодействия с пользователем его потребностям;

6. возможности диагностики, ремонта, обслуживания прибора;

7. отработка нештатных ситуаций (перевключения, помехи, обрывы связей, сбои и т.д.);

8. механические свойства прибора (прочность, тепловое расширение конструкции, устойчивость к вибрациям, перегрузкам, надёжность соединений);

9. устойчивость к температуре, магнитным полям, влажности, пыли, электростатике, органическим факторам, коррозии;

10. габариты, момент инерции, центр массы, тип крепления на транспортное средство;

11. гарантийный срок службы, срок жизни прибора;

12. вес;

13. энергопотребление;

14. формат энергопитания.

Рассматриваемый же в этой работе образец содержит, помимо электроники, осуществляющей сбор и преобразование инерциальных и спутниковых данных, вычисление и выдачу навигационных параметров, по три гироскопа и акселерометра, взаимно ортогонально установленных на инерциальной сборке, подвешенной в блоке при помощи амортизаторов. Акселерометры установлены с учётом size-эффекта, о чём будет сказано ниже. Структура технологического проекта по созданию БИНС в приближенном к системе Technology Readiness levels [4] виде сформулирована в приложении А.

Функция БИНС состоит в непрерывной выдаче навигационных параметров (скорости, координат, углов ориентации) транспорта, на который она установлена. Автономная работа системы (инерциальный режим) подразумевает вычисление навигационных параметров лишь по данным от инерциальных датчиков. Под точностью системы понимается величина ошибки вычисления навигационных параметров. Поскольку величины ошибок взаимосвязаны, как правило, приводят погрешность местоопределения, реже с ошибкой скорости. О навигационных алгоритмах подробнее будет сказано в параграфе 2.8.

Разрабатываемая БИНС позиционируется как предназначенная для использования и в малой авиации, и в БПЛА среднего класса. На данный момент, в этой нише явные успехи достигнуты западными производителями, в том числе и с применением ЛГ на виброподставке. Отечественные образцы по большей части строятся с использованием волоконно-оптических гироскопов с присущими им недостатками. В целом же в данной весовой категории более часто разрабатываются лёгкие и дешёвые БИНС на ВОГ или даже МЭМС, в которых чистый инерциальный режим используется редко и кратковременно. Классификация БИНС по точности и параметры современных образцов приведены в таблицах 1 и 2. Среди отечественных разработчиков систем и инерциальных датчиков - наиболее известны 11Ш111К, РПЗ, МАИ, АО «Сигнал».

Таблица 1 - Сравнение точностных характеристик современных БИНС [2,5]

Параметры Автономная точность [м. мили за час] Вес [кг] Потребление [Вт] тип датчиков

Система

KN-4072A (Kearfott, США) <6 5 <36 ЛГ

БИНС-РС (ИТТ) 2 8,5 35 ЛГ

LFK-150 (Northrop Grumman) 2 6 <28 ВОГ

БИНС-2015 (МИЭА) 2 6 30 ЛГ

Argo 2000 (Италия) 2 8.5 <15 ВОГ

Argo 3000 (Италия) 0.8 8.5 <15 ВОГ

SIGMA-95L (Safran, Франция) 0.8 8.5 <35 ЛГ

Laseref VI (Honeywell, США) 1 4.3 20 ЛГ

H-764 (Honeywell, США) 1 9 35-60 ЛГ

(AVIC , Китай) 0.8 7.5 - ВОГ

БИНС-500НС (Наукасофт, РФ) 1.1 4 18 ВОГ

БИНС-1000 (Оптолинк, РФ) 1 8.9 20 ВОГ

НСИ-2020 1 9 30 ЛГ

Таблица 2 - Классификация БИНС по точностным характеристикам[6]

Класс точности БИНС Погрешность автономного определения координат за 1 ч (км) Погрешность гироскопа (°/ч)

1 0.9 0.005

2 1.85 0.008

3 3.7 0.015

1.2 Обзор существующих гироскопов

Современный ассортимент датчиков угловой скорости обширен и позволяет выбирать между несколькими типами для решения узкоспециализированных задач, в нашем случае - построения высокоточной малогабаритной

навигационной системы с малым весом, предназначенной для летательных средств. При выборе гироскопа рассматриваются его точностные характеристики - стабильность дрейфа и масштабного коэффициента - от запуска к запуску, в одном запуске, а также при изменении окружающей обстановки (температуры, магнитного поля, вибрации, характера и скорости движения). Также важны масса, энергопотребление, способ выдачи данных, срок службы, надёжность, допустимые условия работы, стоимость, ремонтопригодность и т.д. На рисунке 1 показаны приблизительные пределы стабильности дрейфа основных типов гироскопов.

Механический гироскоп

твердотельный волновой гироскоп

кольцевой лазерный гироскоп

7Щ волоконно-оптический гироскоп

микромеханический гироскоп

777777 1111!! ядерно-магнитный гироскоп

0,00001 0,0001 0,001 0,01 0,1 1 10

Стабильность дрейфа [градусы/час]

Рисунок 1 - Точность некоторых типов современная гироскопов

В построении современных инерциальных навигационных систем уже длительное время сохраняется тенденция к укреплению интереса к волоконно-оптическим гироскопам[2,3]. Они служат основой инерциальной части как в тяжёлых системах весом около 15кг, так и в лёгких миниатюрных. В более дорогостоящих системах (предназначенных для оснащения спутников) нашлось применение твердотельным волновым гироскопам, которые имеют преимущество в массе и габаритах, но сильно проигрывают в цене. В ближайшее десятилетие конкуренцию традиционным ЛГ смогут составить ядерно-магнитные гироскопы.

МЭМС-датчики (низкая точность, малый вес) также применяются в задачах навигации, когда масса и габариты важнее точности инерциального режима.

Таким образом, применительно к рассматриваемой задаче, сейчас интерес представляют волоконно-оптические и кольцевые лазерные гироскопы по соотношению цены, массы, габаритов и точности. Характерные основные параметры некоторых современных гироскопов рассматриваемого класса точности приведены в таблице 3.

Таблица 3 - Сравнение точностных характеристик некоторых современных

моделей гироскопов[2, 5]

Модель (производитель) Параметры и единица измерения

нестабильнос ть дрейфа, не более [о/час] нестабильность МК, не более [ррт] масса, кг Тип

F120HC-M (АУ1С, Китай) 0.002 20 0.9 ВОГ

ОИУС-1000 (Оптолинк, РФ) 0.005 100 0.8 ВОГ

EG-1300 (Етсоге, США) 0.01 50 0.83 ВОГ

Ы-4902(Кеаг1Ш, США) 0.003 50 ~0.9 ЛГ

GG1320AN (Н^ США) 0.0035 5 0.45 ЛГ

ЛГК-180М («ФЛАВТ», РФ) 0.01 10 0.9 ЛГ

1.3 Обзор существующих акселерометров

Сейчас в сфере построения высокоточных БИНС имеет место доминирование кварцевых маятниковых компенсационных (с уравновешиванием чувствительного элемента, в отличие от телеметрических, где ЧЭ смещается пропорционально ускорению) акселерометров ^-Аех). Также применяются менее точные, но более лёгкие и дешёвые МЭМС-акселерометры, на которых, впрочем, тоже уже удалось добиться хорошей точности (долгосрочная стабильность

дрейфа и повторяемость <150^, стабильность МК <150 ррт) [7]. На второй план отошли поплавковые акселерометры, более тяжёлые и дорогие, хотя и менее восприимчивые к вибрациям [8]. Также существуют гибридные акселерометры.

Чувствительным элементом акселерометра Q-flex типа (принципиальная схема показана на рисунке 2) является кварцевый маятник. Маятниковый узел состоит из рамки с отклоняющейся при ускорении лопастью на упругом подвесе, емкостной измеритель отклонения и магнитоэлектрический датчик момента, который обеспечивает уравновешивание смещения лопасти маятника при ускорении [9]. Акселерометр выдаёт пропорциональный измеряемому ускорению постоянный ток.

Существуют как однокомпонентные (одна чувствительная ось), так и трёхкомпонентные образцы, что более удобно с точки зрения взаимного расположения элементов системы и позволяет легче избежать влияния size-эффекта, о котором будет рассказано ниже. Датчики также могут различаться характером движения чувствительного элемента (угловое или линейное), типом подвеса (упругий элемент, гидравлика и т.д.) и датчика смещений. В таблице 4 приведены точностные характеристики современных акселерометров типа Q-flex.

Рисунок 2 - Схема Q-flex акселерометра: 1 - лопасть маятника; 2 - упругий подвес; 3, 8 - магнитная компенсационная система; 4 - катушка датчика силы;

5 - крепёжное кольцо; 6 - полюсный наконечник; 7 - постоянный магнит [10]

Таблица 4 - характеристики современных акселерометров[10]

параметр Ошибка МК [ррт] Ошибка дрейфа Страна

датчик

ВА-3 100 100 РФ, ПНППК

А-18 150 200 РФ, ИТТ

АК-15 200 30 РФ, СЗМ

АК-6 80 60 РФ, «Исток»

SRJ-01 30 30 Китай

Е1 50 80 Китай

QA-3000-030 80 40 США

Кеаг£оА: 100 50 США

В-295С 100 150 США

АХ0315 100 4 Япония

АКС-05Н 200 70 Украина

1.4 Выводы по главе

1. Современные БИНС навигационного класса точности с весом менее 9 кг в России представлены образцами на основе ВОГ, в мире наиболее точные модели систем авиационного назначения используют ЛГ.

2. В то время как лазерные гироскопы вплотную приблизились к пределу точности, волоконно-оптические гироскопы - ближайший нишевый конкурент ЛГ - переживают бурное развитие, однако всё ещё уступают первым по многим параметрам.

3. Кварцевые маятниковые акселерометры на данный момент являются наиболее распространённым решением для построения БИНС, главным их недостатком является вибрационная восприимчивость.

ГЛАВА 2. ИССЛЕДОВАНИЕ ЛАЗЕРНЫХ ГИРОСКОПОВ НА ВИБРОПОДСТАВКЕ И АКСЕЛЕРОМЕТРОВ

2.1 Особенности выбранных датчиков

Как было указано в обзоре гироскопов, сейчас для нашей задачи лучше всего подходят ВОГ и ЛГ. Они имеют примерно одинаковые массогабаритные параметры и стабильность дрейфа. Основания для выбора ЛГ с виброподставкой следующие. Стабильность масштабного коэффициента ЛГ превосходит таковую у ВОГ на порядок. ВОГ более чувствительны к вибрациям и нуждаются в сложной компенсации их влияния, имеют высокую чувствительность к ударам и радиации, имеют зону нечувствительности [11].

Система использует новую версию отечественного лазерного гироскопа с плоским контуром на виброподставке с цифровым выходом ЛГК180М производства ООО ФЛАВТ [12] (рисунок 3). Эта модификация гироскопа, как будет показано далее в ходе испытаний, имеет точностные и шумовые характеристики, делающие её пригодной для построения высокоточной навигационной системы. Преимущество цифрового выхода заключается в отсутствии необходимости самостоятельно работать над преобразованием выходных данных датчика. Имеется система компенсации температурной чувствительности. Немногие имеющиеся недостатки этой модели происходят от использования виброподставки: вибрация, очевидно, повышает шум в показаниях расположенных в блоке акселерометров, а также возникает возможность резонанса при воздействии внешних вибраций на частоте подставки (что, как будет продемонстрировано далее, удаётся решить демпфированием).

Список литературы диссертационного исследования кандидат наук Тарасенко Александр Борисович, 2021 год

Ист Ист

1 Ист

Ф

д Ф

• ЗФ +

д/

Ист Ист

Ист

Ф

д а

• За

Ист Ист

Ист

Ф

д V

• 8v +

д/

дФ

• ЗФ +

д/

да

• За

(8)

Ф

5У = 5а{Хп} + 5! + [8У х (О + Ю)] + [V х (5О + 5Ю)],

Поскольку требуется оценить влияние ошибок самих датчиков, положим известными или постоянными большую часть параметров (несоосности датчиков в блоке, широта, величина силы тяжести, радиус Земли, высота), а такие ошибки датчиков как невоспроизводимость от запуска к запуску, дрейф в запуске, шумовая составляющая - величинами одного порядка. Например, ошибка компенсации несоосности акселерометра приборной оси в 0.1' приводит к ошибке измерения около 0.0002 м/с, что близко к ошибке дрейфа датчика. Тогда характер зависимости ошибки определения координаты можно построить как функцию двух переменных - ошибки акселерометров и гироскопов (рисунок 25), рисунок разделён на сегменты с шагом в одну морскую милю, чёрная линия и цифра справа от неё показывает минимальную ошибку навигации, соответствующую отсекаемому диапазону точности датчиков. Исследованные датчики обеспечивают точность БИНС, близкую к одной морской миле.

0.0005 0,0010 0,0015 0.0020 0.0025 0,0030 точность акселерометров [м/сА2] Рисунок 25 - Оценка величины ошибки месстоопределения за час полёта при варьирующихся обобщенных точностях инерциальных датчиков

2.9 Выводы по главе

1. Общепринятое убеждение о достаточности точности гироскопа в 0.01°/ч для обеспечения точности навигации в 1 морскую милю требует дополнения в виде крайне высокой (0.0001м/с) точности акселерометров.

2. Применение вейвлет-преобразования для фильтрации сигналов инерциальных датчиков перспективно, поскольку позволяет сгладить сигнал и отсеять часть вибрационных компонент сигнала. Алгоритм фильтрации удобно реализовать в программе ПЛИС, собирающей инерциальные данные с высокой частотой.

ГЛАВА 3. ПОСТРОЕНИЕ И ИССЛЕДОВАНИЕ ИНЕРЦИАЛЬНОЙ

НАВИГАЦИОННОЙ СИСТЕМЫ

3.1 Особенности образца системы

Система НСИ-2020 представляет собой моноблок (изображён на рисунке 26). Инерциальная сборка с взаимно ортогонально расположенными датчиками подвешена на амортизаторы с целью защиты чувствительных элементов системы от внешних вибраций, особенно актуально для вертолётов и БЛА вертолётного типа (где основным источником вибрации является несущий винт), которые на данный момент являются одной из перспективных областей применения подобных навигационных систем. Корпус и инерциальная сборка выполнены из материала, слабо подверженного тепловому расширению. Имеется помехозащищённый приёмник спутниковых данных

GPS/GLONASS/GALILEO/BEIDOU.

В 2020 году один из предыдущих вариантов системы (НСИ-2010) прошёл лётные испытания в условиях Крайнего Севера, где продемонстрировал свою работоспособность, прототип НСИ-2020 изготовлен с учётом этого опыта.

При разработке конструкции блока было учтено влияние size-эффекта (восприимчивости акселерометров к вращению) оцененное при исследовании свойств предыдущих прототипов малогабаритных систем. Учёт эффекта выполняется по формуле [24]:

где - искомая проекция вектора кажущегося ускорения, е - единичный

вектор по оси чувствительности акселерометра, (О- вектор угловой скорости системы, А - фактически измеренное ускорения, р - радиус-вектор акселерометра в приборной системе координат.

(9)

Величина вносимой эффектом ошибки зависит от расположения акселерометра в системе. Для создания многих современных образцов БИНС зачастую применяются трёхкомпонентные (с тремя чувствительными осями) акселерометры или блоки акселерометров, в которых расположение ЧЭ заведомо облегчает избежание вызванной эффектом ошибки. Для данного прототипа влияние size-эффекта удалось минимизировать благодаря рациональному расположению датчиков в инерциальном блоке, поэтому здесь компенсационная модель применена не была.

Рисунок 26 - Образец системы НСИ-2020

На рисунке 27 инерциальная сборка с амортизаторами, разработанная фирмой «ЛАЗЕКС». Для ослабления собственных колебаний конструкции поставлены требования к ней:

• совмещение центра упругости амортизаторов и центра масс сборки,

• равенство нулю центробежных моментов инерции,

• совпадение собственных частот крутильных колебаний по всем осям

(равенство соотношений угловых жёсткостей D к моментам инерции J в

—л — по всем осям).

2^ Л

Предусмотрена возможность крепления балансирующих грузов для корректировки уже готовой сборки.

А

Рисунок 27 - Расположение амортизаторов на инерциальной сборке отмечено

буквой «А»

На рисунке 28 изображена деталь, использовавшаяся для исследования свойств выбранных амортизаторов при продольном и поперечном воздействии синусоидальной вибрации (крепящийся на вибростенд куб с посадочными местами для амортизаторов и подвешиваемой на них массой), результаты испытаний - на рисунке 29. Также проводились статические испытания. Из результатов испытаний были получены параметры упругости амортизаторов и рассчитаны параметры сборки.

Г

уровень воздействия вдоль оси амортизаторов —*— 0,5д * 1 , Од 1 5п

-♦— 2 — 2; ,Од ,5д

^БОЗД'Э ^РЕЗ1 ^'Ц аиЗММЛХ'9 0,5 51,6 2,07 1,0 46,3 4,28

1,5 43,5 6,73 2,0 40,8 9,25 2,5 39,4 12,19

Рисунок 29 - Резонансы при воздействии вдоль оси амортизаторов

3.2 Математическая модель компенсации ошибок инерциального блока

Как было выяснено выше, главным источником систематических ошибок в показаниях инерциальных датчиков являются температурные изменения, тогда модель математической компенсации ошибок для акселерометров:

V* = (1 + 8КА1) V + 8GA12 • V + SGA13 • У3 - 8 а, • Л, V = 8GA21 V + (1 + 8КА2)• V + 8GA2з • Vз -8а2 • dt, (10)

V* = 8GA31 •V -V, + (1+8КАз)-Уз-8аз • Л,

где dt - время съёма информации в секундах, V - измерения приращений скорости, V* - скорректированные измерения (м/с); 8КА1,8КА2,8КА3 - поправки к масштабным коэффициентам показаний в приборных осях;

А13 ' А 23 ' А32 - параметры несоосности осей

чувствительности датчиков приборным; 8а1,8а2,8а3 - значения дрейфа нуля акселерометров в проекциях на приборные оси (м/с2). Для гироскопов аналогично:

0* = (1 + 8К1) 01 + дв12 02 + 8в1з 0з - 8со1 • dt,

0* = 8G21 01 + (1+ 8К2) 02 +8G23 0з-8(О2 • dt, (11)

0* = 8в31 01 +дв22 02 + (1 + 8Кз) 0з-8(з • Л,

где ©1,©2,©3 и © 1,© 2,© 3 - приращения углов в проекциях на приборные оси до и после коррекции соответственно (рад.), д(о1,д(о2,д(о3 - дрейфы гироскопов в проекциях на приборные оси (рад./с).

Параметры несоосностей и поправок к масштабным коэффициентам представлены полиномами 3-й степени от температуры датчика, дрейфы дополнительно содержат параметры градиентов:

8ах = 8dXo + 8ап • TAX + 8du • TAX + 8d 13 • ta3J + 8axadc • Tadc,

8a2 = 8a20 + 8a21 • TA 2 + 8a22 • ^2 + 8a 23 • ^2 + 8a2 adc • Tadc , (12)

8a3 = 8a30 + 8a31 • TA3 + 8a32 • TA23 + 8a33 • TA3 + 8a3adc • Tadc

для акселерометров и

8g>X = 810 + 8(011 • TG1 + 812 • TGl + 813 • TG1 + 8(D1AT • (TG1 ~ TD ~ ATnom X

8®Y = 820 +8ú)21 • TG2 + 8ú)22 • TG2 + 823 • TG2 + 82AT • (TG2 " TD ~ ATnomX (13)

8®Z = 830 + 8(031 • TG3 + 832 • TG23 + 833 • TG3 + 83AT ' (TG3 " TD ~ ATnom )

для гироскопов, где TD - температура расположенного на инерциальной сборке термодатчика, (°С), TG и TA - температуры гироскопов и акселерометров соответственно (°C), ÁTnom - измеренное номинальное значение разности температур, Tadc - измеряемая температура платы обработки сигналов акселерометров (°С).

Температуры измеряются встроенными термодатчиками гироскопов или прикреплёнными отдельно на акселерометрах, платах и различных точках блока.

Простота модели обусловлена уже отмеченными свойствами прибора: слабая чувствительность датчиков к магнитному полю, малость влияния size-эффекта, выдача гироскопами уже существенно скорректированных цифровых данных, что привлекательно с точки зрения построения БИНС.

3.3 Методика калибровки инерциального блока

В ходе разработки системы была выработана [25] двухэтапная методика калибровки [26, 27, 28] инерциального блока. Сначала по прямым измерениям инвариантов (скорости вращения Земли и ускорения свободного падения) и

поворотам в различных температурных условиях рассчитываются параметры первичной компенсационных моделей, включающих соответствующие температурные зависимости. При этом были реализованы различные варианты калибровочной процедуры, как с регулярной стабилизацией температуры блока и длительной выдержкой в определённых положениях, так и в плавно меняющейся температуре с более частой сменой положений. Представленные далее результаты работы системы достигнуты с «динамическим» вариантом калибровки. Такой способ оказался менее затратным по времени и показал свою эффективность.

Первичная калибровка системы производилась на высокоточном двухосном поворотном стенде с климатической камерой (рисунок 30), вертикальная ось задана с точностью 2.5 угловых секунд, программа измерений в температурном диапазоне от -30 до +60 градусов потребовала 24 часа работы калибровочного стенда.

Запись показаний блока выполняется непрерывно, с чередованием положений: осями чувствительности вверх и вниз, а также направлением горизонтальных осей под 45° по направлению на север и последующим разворотом на 180° по курсу.

При расчёте калибровочных констант показания температуры усредняются на каждом наборе данных. С помощью метода наименьших квадратов по полученным наборам вычисляются константы для матмодели. Для уточнения параметров производится несколько итераций расчёта. Поскольку измерения инвариантов производятся статично, а масштабные коэффициенты гироскопов -по накопленному углу между двумя статичными положениями, необходимость в обездвиживании инерциальной сборки, подвешенной на амортизаторы, отсутствует. Предыдущий прототип системы, выполненный без амортизаторов и с применением таких же датчиков в простых стендовых испытаниях показал сопоставимый уровень точности, что также указывает на применимость выбранного подхода и хорошую стабильность результата калибровки.

На втором этапе калибровки блока результаты работы навигационных алгоритмов с учетом первичной компенсации ошибок применяются для подбора и

коррекции этих параметров, таким образом достигается наилучшая точность автономной навигации системы. При необходимости может производиться несколько итераций этой процедуры. Этот шаг может принести существенное улучшение точности навигационных параметров, но только при достаточно высоком качестве выполнения первого шага.

Рисунок 30 - Двухосный высокоточный поворотный стенд лаборатории лазерных навигационных систем МФТИ

3.4 Исследование восприимчивости образца к внешним воздействиям 3.4.1 Температурная восприимчивость

Для проверки температурной модели она была приложена к одной из записей сырых данных с блока в изменяющихся температурных условиях. В этом эксперименте блок был закреплён на поворотном столе в климатической камере (рисунок 31) и претерпевал периодические развороты по курсу. Другой испытательный стенд был выбран чтобы убедиться в отделении погрешностей закрепления блока на калибровочном стенде от погрешностей самого блока.

Рисунок 31 - Поворотный стол с климатической камерой

Результаты эксперимента представлены на рисунках 32 и 33. Тренд по температуре для гироскопа не выражен, но часть точек выбивается вблизи нормальных условий (начало программы), что свидетельствует о недостаточной компенсации температурного выхода в определённых условиях, то есть градиентной части модели. Исключая начальный этап эксперимента видим шумовой разброс точек для гироскопа 0.01°/ч, для акселерометра - в несколько десятков р^.

Рисунок 32 — Скорректированные показания гироскопа в климатических

испытаниях

0,0035

сч

<

о

(Й а н

г>

о

а

ц

о о

л

К

и

ей «

о с

0,0030

I- ■ ■ ■ ■ № - ■

■ 1 ■ ■ ' Й| ■ ■ ■ ! V "Ч "■ Г' 1

■ ■ ■ ■ ■ ■ н ■

10 15 20 25 30 35 40 45

температура датчика [градусы Цельсия]

50

Рисунок 33 — Скорректированные показания акселерометра в климатике Забегая вперёд, был применён интегральный способ оценки чувствительности блока к температурным изменениям. Система была установлена в климатическую камеру и в неподвижности претерпела изменение внешней температуры согласно приведённой на рисунке 34 диаграмме (линия сверху). На том же рисунке изображено поведение ошибок определения координат системой. Видим остаточную чувствительность ошибки к температуре на разворотах температурной программы.

В

—-1-->--1-1-1-

0 5 10 15

время[часы]

Рисунок 34 - График ошибки автономного определения координат в климатике

3.4.2 Вибрационная восприимчивость

Задача демпферов состоит в понижении передачи вибрации от источника к защищаемому предмету, соответственно, мерой эффективности такого элемента является коэффициент понижения вибрации[29, 30]. В пассивной виброизоляции применяются различные материалы, подбор производят по соотношению таких

параметров как величина деформации, рабочий диапазон частот, масса, допустимые рабочие температуры. Поскольку рабочие температуры БИНС относительно невысоки и большое внимание уделяется весу и габаритам изделия, чаще применяются резиновые демпферы.

Перед установкой в блок амортизаторы были испытаны отдельно с имитирующей массой. В испытаниях с синусоидальной вибрацией с частотами от 5 до 2000 Гц и уровнем в 2g выбранный тип амортизаторов показал снижение воздействия вибрации на порядок почти во всём диапазоне (рисунок 35) при продольных и поперечных вибрациях, нижняя кривая - измерения датчика на подвешенной на амортизаторы массе.

Рисунок 35 - Испытания амортизаторов, зелёная линия - воздействие, синяя -

пропущенная амортизатором вибрация.

На рисунке 36 показаны результаты борьбы с внешними вибрациями. Прибор был подвергнут воздействию широкополосной случайной вибрации 10500 Гц плотностью 0.002 g2/Гц и 500-2000 Гц с плотностью 0.000252 в течение ~15 минут. В новом прототипе не наблюдается смещения сигнала, вносимого вибрацией, но повышен шумоподобный сигнал.

Также образец был испытан синусоидальным воздействием на уровне 0.2 g на частотах 5-300 Гц, при этом значительное возрастание шума (без смещения усреднённых показаний) имело место в показаниях лишь одного бокового акселерометра, гироскопы в составе блока не показали чувствительности к этому типу воздействия. Таким образом, сохраняется потребность совершенствования защиты системы от ШСВ.

70 80 90

время I минуты!

Рисунок 36 - Показания бокового акселерометра НСИ-2020, усреднение 20 секунд, сглаживание 10 минут, вибрация ШСВ на уровне 0.002 е

3.4.3 Магнитная восприимчивость

Магнитная чувствительность блока в целом проверялась на том же стенде (рисунок 17), что и чувствительность датчиков. Откалиброванная система была установлена на стенд, приведена в рабочий режим, развёрнута (для накопления ошибок) и выдерживалась в течение часа без магнитного поля, затем по 10 минут с полем с каждого направления, и ещё час без поля. Критерием нечувствительности системы к полю была равномерность роста ошибки автономного местоопределения. На рисунке 37 представлены результаты эксперимента.

Рисунок 37 — Ошибка автономного местоопределения в испытании магнитной

чувствительности

3.6 Вейвлет-анализ показаний инерциальных датчиков в блоке

Описанный в параграфе 2.7 эксперимент был также проведён для готового инерциального блока, из показаний блока, выдававшихся с частотой 200 Гц, были отсеяны 1-5 уровни дискретного вейвлет-разложения по вейвлету Добеши 4 порядка, затем произведено обратное преобразование, вкупе с действием амортизаторов метод даёт уменьшение рассеяния точек примерно в 3 раза (рисунок 38).

0,5 1,0 1,5

время(часы)

Рисунок 38 — Показания вертикального акселерометра в составе инерциального блока при вертикальной синусоидальной вибрации 0.2%, красная линия — до фильтрации, чёрная — после, данные усреднены на 20 секундах. Метод был также приложен к показаниям блока, снятым во время испытательного полета, чтобы удостовериться в адекватной передаче динамики полёта (рисунок 39).

■910

Т-1-1-1-1-1-1-1-1-1-1-1-1-1-1-1-1-1-1-1-1-(-1-1-1-1-1—Т-1-1-1-1-1-1-1-1-Г

2800 3000 3200 3400 3600 3800 4000 время(секунды)

Рисунок 39 — Показания вертикального гироскопа в полёте, красная линия — исходные данные, чёрная — после фильтрации

3.7 Выводы по главе

Созданный образец показал отсутствие влияния size-эффекта (непосредственно в сырых данных при усреднении на 20 секундах) и магнитного поля (по результатам работы системы), температурная чувствительность выразилась в повышенной ошибке (рисунок 34) при резком изменении градиента температуры (что несвойственно условиям эксплуатации, но требует проработки в будущем). Фильтрация при помощи дискретного вейвлет-преобразования показаний блока в динамике полёта и поездки не привела к искажению значимого сигнала и обеспечила его сглаживание (рисунок 39).

ГЛАВА 4. ИСПЫТАНИЯ ПОЛУЧЕННЫХ ТОЧНОСТНЫХ ХАРАКТЕРИСТИК НАВИГАЦИОННОЙ СИСТЕМЫ

4.1 Об испытаниях в целом

Под точностью навигационной системы понимается точность выдаваемых ею навигационных параметров: скорости и координаты. Поскольку эта работа сосредоточена на инерциальной части системы, будем рассматривать работу автономного режима, используя заведомо известные координаты места проведения эксперимента или спутниковую информацию для самопроверки. Измерение достигнутых точностных характеристик настроенной системы производится в ходе стендовых испытаний - закреплённой на калибровочном стенде системы, работающей в автономном режиме при различных температурных условиях, испытания с низкой и средней динамикой движения (различая по характеру, интенсивности и длительности), а также и в мобильных испытаниях, состоящих из поездки на автомобиле длительностью 1-2 часа при интенсивном и разнообразном маневрировании. Финальная проверка точности системы происходит во время лётных испытаний.

4.2 Стендовые испытания системы

Для стендовых испытаний также были задействованы стенды, изображённые на рисунках 30 и 31, первый из которых имеет возможность автоматизированного вращения по двум осям и точность вертикали стола порядка угловой секунды и применялся для калибровки, также было задействовано несколько вариантов закрепления, чтобы убедиться в успешном определении ошибок, относящихся именно к испытываемому прибору.

Следующие графики на рисунках 40-41 демонстрируют результаты стендовых испытаний откалиброванной системы. Здесь изображены ошибки измерения северных и восточных компонент местоположения и скорости, рассчитанных системой по инерциальным измерениям.

Рисунок 40 - Ошибка автономного определения восточной составляющей

скорости в стендовых испытаниях

Здесь представлены результаты примерно 18 запусков, в большинстве из них прибор претерпевал несколько поворотов по курсу и продолжительно оставался в неподвижности между ними, в нескольких (около 6) из этих запусков

система сверх этого в течение суммарно 10-20 минут подвергалась более разнообразным и интенсивным передвижениям (трёхмерные повороты, колебательное и конусное движение). Перед экспериментами блок прогревался в течение 10-60 минут.

Рисунок 41 - Ошибка автономного определения северной составляющей

скорости в стендовых испытаниях Как можно видеть, большинство кривых укладываются в требования к автономной точности определения координат (1 морская миля в час - прямые наклонные линии на рисунках 42 и 43) и проекций скорости (0.8 м/с) инерциальной навигационной системой. В графиках практически отсутствует тренд, большинство кривых для проекций скорости не имеют переломов в точках

разворота, что свидетельствует о качественной компенсации ошибок несоосностей, свойственных системе в целом.

Рисунок 42 - Ошибка автономного определения широты в стендовых

испытаниях

время [часы]

Рисунок 43 - Ошибка автономного определения долготы в стендовых

испытаниях

4.3 Мобильные испытания системы.

Следующие рисунки (44, 45) демонстрируют результаты мобильных испытаний системы НСИ-2020. Прибор был закреплён в кузове автомобиля, прогрет, приведён в готовность и провёл 2 часа в поездке [31], при этом в ходе испытания примерно час совершалось движение по городу со свойственным ему частым маневрированием и прерывистостью (остановки на светофорах,

замедление и переезд «лежачих полицейских»). Ещё час суммарно заняло движение за пределами города, здесь движение имело более прямолинейный характер с возможностью развить большую скорость (20-30 м/с - скорость, свойственная лёгким БПЛА вертолётного типа). Оба сегмента испытания свойств системы обеспечили достаточно близкое приближение к реальным условиям эксплуатации по характеру движения и уровню вибрации. На графиках началу поездки соответствует момент времени 0.5 часа.

Рисунок 44 - Ошибка автономного определения координат системы (верхняя

линия - широта, нижняя - долгота) Достигнутая автономная точность системы составила около 1.35 морской мили за час по координатам и 2 м/с по скорости. Повышенная (по сравнению со стендовыми испытаниями) ошибка, по видимости, связана с повышенной вибрацией.

Время [час]

Рисунок 45 - Ошибка автономного определения скорости системы (северная и

восточная компоненты)

4.4 Лётные испытания

Лётные испытания системы проводились на самолёте Ан-2 (номер ЯР 36090), блок был закреплён при помощи буксировочной ленты с механизмом натяжения, взлёт производился с грунтовой площадки, что снова обеспечило повышенный уровень вибрации. Результаты полёта представлены на рисунке 46,

траектория - на рисунке 47, длительность полёта составила более 2 часов, ошибка автономного определения координат за весь полёт составила около 2 морских миль.

Рисунок 46 — Ошибка определения координат в двухчасовом полёте на Ан-2

Доры

О

Тиманино Волоколамск

Рисунок 47 — Траектория полёта

4.5 Выводы по главе

Стендовые и мобильные испытания системы показали преимущества выбранного комплекса мер по созданию БИНС, в стендовых испытаниях даже с повышенной динамикой и сложностью движения достигнута высокая для

подобных конфигураций точность навигации, в мобильных испытаниях с условиями, приближенными к реальным условиям эксплуатации, получена точность 1.35 м.м. за час. В лётных испытаниях, как и в полунатурных, имела место повышенная вибрация, однако система показала умеренный рост ошибки навигации (около 2 м. м. за час полёта). У системы выявились два слабых места: отработка перепадов температуры и всё ещё высокая чувствительность к случайным вибрациям. В сравнении с предыдущими образцами [31] удалось добиться повышения автономной точности в поездке в 4-5 раз.

ЗАКЛЮЧЕНИЕ

1. Определены свойства и погрешности лазерного гироскопа ЛГК180М и акселерометров. Исходя из исследования дано обоснование выбора лазерных датчиков для системы по качеству приближения реальной точности к теоретическому пределу прибора (0.01 и 0.003°/ч) благодаря технологическим достижениям. Оценено соответствие точностей датчиков и БИНС в целом.

2. Создано и испытано электронное (платы МФП и АЦП) и встроенное программное обеспечение для приёма, синхронизации и кватернионной обработки инерциальных данных.

3. Усовершенствованная конструкция БИНС позволила добиться малого объёма и веса, минимизировать влияние size-эффекта и снизить влияние внешних вибраций за счёт рационального размещения амортизаторов.

4. Разработана и реализована на высокоточном двухосном стенде процедура ускоренной двухэтапной калибровки инерциального блока как по прямым измерениям, так и по результатам работы БИНС. Достигнута высокая повторяемость результатов калибровки, показана её применимость в расширенном температурном диапазоне, сокращена в 4 раза продолжительность. Методика калибровки обеспечила высокую точность автономной работы БИНС.

5. Показано улучшение качества сигнала инерциальных датчиков с помощью вейвлет-анализа (сглаживание в ~3 раза, частичное исключение вибраций).

6. Принятые решения по разработке, исследованию и испытанию датчиков и системы позволили добиться высокоточной работы системы: в стендовых испытаниях погрешность лучше 1 м. м. за час работы, в мобильных 1.35 м. м. за час, в лётных около 2 м. м. за час полёта.

Полученные в ходе работы решения планируется применить при создании образцов БИНС для БПЛА среднего класса и малой авиации.

Автор благодарен коллективу Лаборатории лазерных навигационных систем МФТИ и АО «ЛАЗЕКС» за плодотворную рабочую атмосферу, профессору Фомичеву Алексею Алексеевичу за научное руководство и возможность работать в таком коллективе, Ларионову Павлу Валерьевичу за огромное количество переданных прикладных навыков, знаний, за высокую культуру научно-технической работы, Псурцеву Владимиру Петровичу за плодотворное сотрудничество в разработке электроники и программного обеспечения к ней. Автор благодарит профессора Успенского Валерия Борисовича за неоценимую помощь в изучении темы инерциальной навигации и моделировании калибровочных экспериментов, Колчева Андрея Борисовича за самую строгую критику и совместную работу над инерциальной сборкой, Бородулина Дмитрия Евгеньевича за помощь с эскизным моделированием системы. Зинченко Артёму Андреевичу автор выражает благодарность за содействие в проведении лётных испытаний образца навигационной системы, а также коллективу лаборатории вакуумной техники и Эдуарду Владиленовичу Волкову за совместную работу над лазерным гироскопом и содействие в его исследовании и применении.

СПИСОК СОКРАЩЕНИЙ И УСЛОВНЫХ ОБОЗНАЧЕНИЙ

АЦП - аналогово-цифровое преобразование

БИНС - бесплатформенная инерциальная навигационная

система

БПЛА - беспилотный летательный аппарат

ВОГ - волоконно-оптический гироскоп

КД - конструкторская документация

ЛГ - лазерный гироскоп

АЦП - аналогово-цифровое преобразование

МК - масштабный коэффициент

МНК - метод наименьших квадратов

МЭМС - микроэлектромеханические системы

ПИ - патентное исследование

ПИВ - протокол информационного взаимодействия

ПО - программное обеспечение

ТЗ - техническое задание

ЧЭ - чувствительный элемент

ШСВ - широкополосные случайные вибрации

ppm - parts per million, доли на миллион

TRL - technology readiness level, уровень готовности

технологии

СЛОВАРЬ ТЕРМИНОВ

Бесплатформенная инерциальная навигационная система - навигационная система, инерциальная часть которой не требует применения гиростабилизированной платформы, противопоставляются платформенным системам.

Вейвлет-преобразование - способ представления функции или сигнала в более легко анализируемом и преобразуемом виде, частотно-временное разложение.

Волоконно-оптический гироскоп - измеритель скорости вращения по разности фаз между встречными лучами, распространяющимися в замкнутом контуре из оптоволокна.

Волновой тверодотельный гироскоп - вибрационный гироскоп, принцип действия основан на сохранении плоскости колебаний в резонаторе.

Инерциально-спутниковая навигационная система - навигационная система, вырабатывающая навигационные параметры как по спутниковым, так и инерциальным данным (как правило, инерциальный режим несёт страховочную функцию).

Кварцевый маятниковый компенсационный ^-Аех) акселерометр -измеритель кажущегося ускорения с кварцевой массой в качестве чувствительного элемента, уравновешиваемой каким-либо образом с измерением уравновешивающего усилия как пропорционального ускорению.

Лазерный гироскоп - прибор, измеряющий скорость вращения по разности частот между встречными лучами, распространяющимися в активной среде в кольцевом оптическом резонаторе.

Нестабильность дрейфа (нестабильность нуля, нестабильность смещения нуля) - аналогично с масштабным коэффициентом применительно к смещению показаний датчика относительно истинного нуля измеряемой величины.

Нестабильность масштабного коэффициента - точностная характеристика датчика, величина, в пределах которой масштабный коэффициент прибора может

несистематически меняться в определённых условиях (от запуска к запуску, за длительное время порядка года, при изменении температуры и так далее).

Technology readiness level - стандарт описания этапов готовности разработки, впервые введён NASA, в настоящее время применяется в различных вариациях и в России.

СПИСОК ЛИТЕРАТУРЫ

1. Ароновиц Ф. Лазерные гироскопы / Применение лазеров. М.: «Мир», 1974. С. 182-269.

2. Vittorio M. N. Passaro, Antonello Cuccovillo, Lorenzo Vaiani, Martino De Carlo, Carlo Edoardo Campanella, Gyroscope Technology and Applications: A Review in the Industrial Perspective, Sensors 2017, 17(10), 2284; https://doi.org/10.3390/s17102284

3. Пешехонов В. Г. Перспективы развития гироскопии // Гироскопия и навигация. 2020. Том 28. №2 (109). С. 3-10. DOI 10.17285/0869-7035.0028

4. Mihaly, Heder "From NASA to EU: the evolution of the TRL scale in Public Sector Innovation" (PDF). The Innovation Journal. 22 September 2017: 1-23.

5. Д.Лукьянов, Ю.Филатов, Ю.Голяев, В.Курятов, В.Виноградов, К.-У. Шрайбер, М. Перлмуттер 50 лет лазерному гироскопу // Фотоника, 2014 №2.

6. ГОСТ РВ 52 339-2005, Системы бесплатформенные инерциально-навигационные на лазерных гироскопах, М., 2005

7. Marjoux, Daniel & Ullah, Ph & Frantz-Rodriguez, N & Morgado-Orsini, P-F & Soursou, M & Brisson, R & Lenoir, Y & Delhaye, Fabrice. Silicon MEMS by Safran - Navigation grade accelerometer ready for mass production, (2020). 10.1109/ISS50053.2020.9244881.

8. Сео Дже Бом. Оптимизация параметров и моделирование рабочих режимов в компенсационных акселерометрах типа Q-flex и Si-flex: диссертация на соискание ученой степени кандидата технических наук. Москва, 2012 г.

9. Мельников Валерий Ефимович, Хейн Тай Зар Тин, Лукомский Константин Михайлович О некоторых особенностях кварцевых компенсационных акселерометров класса Q-Flex // Известия ТулГУ. Технические науки. 2019. №8.

10.Колбас Ю.Ю., Томилин А.В., Ладонкина М.В. Экспериментальные исследования погрешностей Q-flex и Si-flex акселерометров при механической вибрации // Вестник МГТУ им. Н.Э. Баумана. Серия «Приборостроение». 2017. №3 (114).

11. A.M. Курбатов, Р.А. Курбатов, A.M. Горячкин «Повышение точности волоконно-оптического гироскопа за счет подавления паразитных эффектов в интегрально-оптических фазовых модуляторах» Гироскопия и навигация. Том 27, №2(105). 2019.

12.Енин В.Н., Санеев И.В., Волков Э.В. Малогабаритный прецизионный лазерный гироскоп с виброподставкой // Машиностроение и компьютерные технологии. 2017. №5.

13.Голяев Ю.Д., Колбас Ю.Ю., Соловьева Т.И. Лазерный гирокомпас на зеемановском кольцевом лазере. Указания для самостоятельной работы по дисциплине «Системы управления, ориентации и навигации». М.: НИУ ВШЭ, 2013

14. ' "IEEE Standard Definitions of Physical Quantities for Fundamental Frequency and Time Metrology-Random Instabilities," in IEEE Std 1139-1999 , vol., no., pp.1-40, 21 July 1999, doi: 10.1109/IEEESTD.1999.90575.

15. Степанов О.А., Челпанов И.Б., Моторин А.В.Точность оценивания постоянной составляющей погрешности датчиков и ее связь с вариацией Алана // Гироскопия и навигация -2016. - Т. 24. - № 3(94). - С. 63-74

16. Stoclwell W. Bias Stability Measurement: Allan Variance. Crossbow Technology, Inc. URL: https://www.yumpu.com/en/document/read/37462850/bias-stability-measurement-allan-variance-crossbow-technology (data accessed 15.03.2019)

17. М. А. Шарова, С. С. Дядин Анализ погрешностей динамически настраиваемого гироскопа для гироинерциального блока методом вариации Аллана, Вестник Концерна ВКО «Алмаз - Антей» № 3, 2019 стр. 69-77

18. Колбас Ю.Ю., Савельев И.И., Хохлов Н.И. Влияние внешних и внутренних магнитных по-лей на стабильность смещения нуля зеемановского лазерного гироскопа // Квантовая элек-троника. 2015. Т. 45. No 6. С. 573-581.

19.Ю.Е.Воскобойников Вейвлет-фильтрация сигналов и изображений (с примерами в пакете Matlab). Новосибирск: НГАСУ (Сибстрин), 2015. - 188 страниц.

20. A. Saeed and H. Fikri Ragai, "Implementation of fast discrete wavelet transform for vibration analysis on an FPGA," 2012 8th International Symposium on Communication Systems, Networks & Digital Signal Processing (CSNDSP), 2012, pp. 1-5.

21. Gregory R. Lee, Ralf Gommers, Filip Wasilewski, Kai Wohlfahrt, Aaron O'Leary PyWavelets: A Python package for wavelet analysis. Journal of Open Source Software 4(36), 2019, 1237.

22.В.В. Матвеев, В.Я. Распопов Основы построения БИНС. ГНЦ РФ «Концерн ЦНИИ Электроприбор», 2009г.

23.Бромберг П. В. Теория инерциальных систем навигации. М.: Наука. - 1979. - 296 с.

24.Hung, J, C, Hunter, J, S, Stripling, W,W, White, H,V, Size Effect on Navigation Using a Strapdown IMU. Technical Report T-79-73, 1979, 24 p.

25. Счастливец К.Ю., Успенский В.Б., Тарасенко А.Б., Ларионов П.В., Фомичёв А.А., Колядин С.А., Волков Э.В. Малогабаритная интегрированная инерциальная навигационная система НСИ-2010 - опыт разработки, настройки и результаты автономных испытаний // Материалы XXXI конференции памяти выдающегося конструктора гироскопических приборов Н.Н. Острякова: «Концерн «Центральный научно-исследовательский институт «Электроприбор» (Санкт-Петербург) . 2018. С. 105-109.

26.Козлов А.В., Тарыгин И.Е., Голован А.А. Калибровка инерциальных измерительных блоков на грубых стендах с оценкой температурных зависимостей по эксперименту с переменной температурой // Сб.

материалов XXI Санкт-Петербургской международной конференции по интегрированным навигационным системам. - СПб.: ГНЦ РФ ОАО "Концерн "ЦНИИ "Электроприбор", 2014. - С. 319-322.

27.Тихомиров В.В,, Дзуев А.А., Голиков В.П., Требухов А.В. (2019). Калибровка Бинс С Блоком Инерциальных Датчиков, Закрепленным На Амортизаторах. // Гироскопия и навигация. 2019. Том 27. №1, 33-46. https://doi.Org/10.17285/0869-7035.2018.27.1.033-046

28.Козлов Александр Владимирович, Парусников Николай Алексеевич, Вавилова Нина Борисовна, Тарыгин Илья Евгеньевич, Голован Андрей Андреевич Динамическая стендовая калибровка бескарданных инерциальных навигационных систем в сборе // Известия ЮФУ. Технические науки. 2018. №1 (195).

29.Грушин М.Е., Колбас Ю.Ю. Вибрационная ошибка лазерных гироскопов // Вестник МГТУ им. Н.Э. Баумана. Серия «Приборостроение». 2017. №4

(115).

30. Иванов Н.И. Инженерная акустика. Теория и практика борьбы с шумом: учебник / Н.И. Иванов. - 4-е изд. перераб. и доп. - М.: Логос, 2015. - 432 с. 2

31.Tarasenko A. B., Fomichev A. A., Larionov P. V., Kolchev A. B., Filatov P. V., Milikov E. A., Development, Tuning and Testing of a New Small-Sized Integrated Navigation System, 2021 28th Saint Petersburg International Conference on Integrated Navigation Systems (ICINS), 2021, pp. 1-7, doi: 10.23919/ICINS43216.2021.9470827.

СПИСОК ИЛЛЮСТРАТИВНОГО МАТЕРИАЛА

Рисунок 1 - Точность некоторых типов современная гироскопов..........................18

Рисунок 2 - Схема Q-flex акселерометра: 1 - лопасть маятника;...........................20

Рисунок 3 - ЛГК180М..................................................................................................23

Рисунок 4 - Циклограмма работы АЦП ХД-типа......................................................26

Рисунок 5 - Сегментация кривой вариации Аллана..................................................28

Рисунок 6 - Вариация для вертикального АК без гироскопов................................28

Рисунок 7 - Вариация для вертикального АК при включенных гироскопах.........29

Рисунок 8 - Вариация АК горизонтально и вертикально, ЛГ включены...............30

Рисунок 9 - Вариация для гироскопов ЛГК180М.....................................................31

Рисунок 10 - Температурная зависимость показаний пустых каналов АЦП в

климатических испытаниях..........................................................................................32

Рисунок 11 - Испытания акселерометров в положении вверх осями

чувствительности (3 запуска) - температурная зависимость...................................33

Рисунок 12 - Испытания с горизонтальным положением ОЧ акселерометров, температурная зависимость показаний, для канала X ось справа, Y и Ъ - слева... 34 Рисунок 13 - Температурный выход и повторяемость показаний акселерометров

(временная зависимость)..............................................................................................35

Рисунок 14 - Температурный выход и повторяемость показаний акселерометров

(температурная зависимость).......................................................................................35

Рисунок 15 - Температурные испытания трёх гироскопов......................................36

Рисунок 16 - Повторяемость показаний гироскопов, компенсируемость температурных изменений в показаниях за три запуска, усреднение 10 минут .... 37 Рисунок 17 - Фотография стенда для исследования магнитной чувствительности

.........................................................................................................................................39

Рисунок 18 - Влияние магнитного поля на показания гироскопов с магнитными экранами (усреднение по 100 с)...................................................................................40

Рисунок 19 - Влияние магнитного поля на показания гироскопов без магнитных

экранов............................................................................................................................41

Рисунок 20 - Показания Z-гироскопа в магнитном поле по направлению Z.........42

Рисунок 21 - Показания акселерометра при включении гироскопов (усреднение

10с, сглаживание 100с).................................................................................................43

Рисунок 22 - Скалограмма 1200Гц показаний ЛГ в виброиспытаниях до фильтра

.........................................................................................................................................45

Рисунок 23 - Скалограмма 1200Гц показаний ЛГ в виброиспытаниях после

фильтра...........................................................................................................................45

Рисунок 24 - Показания акселерометра при воздействии синусоидальной вибрации, красная линия - до фильтрации, чёрная - после, усреднение на 20

секундах..........................................................................................................................46

Рисунок 25 - Оценка величины ошибки месстоопределения за час полёта при

варьирующихся обобщенных точностях инерциальных датчиков..........................49

Рисунок 26 - Образец системы НСИ-2020.................................................................51

Рисунок 27 - Расположение амортизаторов на инерциальной сборке отмечено

буквой «А».....................................................................................................................52

Рисунок 28 - Деталь для виброиспытаний амортизаторов на вибростенде..........53

Рисунок 29 - Резонансы при воздействии вдоль оси амортизаторов......................53

Рисунок 30 - Двухосный высокоточный поворотный стенд лаборатории

лазерных навигационных систем МФТИ...................................................................57

Рисунок 31 - Поворотный стол с климатической камерой......................................58

Рисунок 32 - Скорректированные показания гироскопа в климатических

испытаниях.....................................................................................................................59

Рисунок 33 - Скорректированные показания акселерометра в климатике............60

Рисунок 34 - График ошибки автономного определения координат в климатике 61 Рисунок 35 - Испытания амортизаторов, зелёная линия - воздействие, синяя -

пропущенная амортизатором вибрация......................................................................62

Рисунок 36 - Показания бокового акселерометра НСИ-2020, усреднение 20 секунд, сглаживание 10 минут, вибрация ШСВ на уровне 0.002 g.........................63

Рисунок 37 - Ошибка автономного местоопределения в испытании магнитной

чувствительности..........................................................................................................64

Рисунок 38 - Показания вертикального акселерометра в составе инерциального блока при вертикальной синусоидальной вибрации 0^, красная линия - до

фильтрации, чёрная - после, данные усреднены на 20 секундах.............................65

Рисунок 39 - Показания вертикального гироскопа в полёте, красная линия -

исходные данные, чёрная - после фильтрации..........................................................66

Рисунок 40 - Ошибка автономного определения восточной составляющей

скорости в стендовых испытаниях..............................................................................68

Рисунок 41 - Ошибка автономного определения северной составляющей скорости

в стендовых испытаниях...............................................................................................69

Рисунок 42 - Ошибка автономного определения широты в стендовых испытаниях

.........................................................................................................................................70

Рисунок 43 - Ошибка автономного определения долготы в стендовых

испытаниях.....................................................................................................................71

Рисунок 44 - Ошибка автономного определения координат системы (верхняя

линия - широта, нижняя - долгота)............................................................................72

Рисунок 45 - Ошибка автономного определения скорости системы (северная и

восточная компоненты)................................................................................................73

Рисунок 46 - Ошибка определения координат в двухчасовом полёте на Ан-2.....74

Рисунок 47 - Траектория полёта.................................................................................75

ПРИЛОЖЕНИЕ А. СТРУКТУРА ТЕХНОЛОГИЧЕСКОГО ПРОЕКТА ПО

СОЗДАНИЮ БИНС.

Процедура разработки системы в приближенном к стандарту Technology Readiness Levels [4] виде будет состоять из нижеследующих этапов.

1 этап.

• Выбор сферы применения - видов техники, на которую предполагается установка.

• Обзор существующих и разрабатываемых образцов (включает ПИ) и потребностей потребителей.

• Выбор соответствующих требований. Оценка рисков начала проекта.

Результаты этапа - ориентировочная формулировка точностных, массогабаритных параметров и условий эксплуатации, оценка потребности в продукте (как для потребителя, так и для разработчика), концептуальное представление прибора.

2 этап.

• Написание инерциальных алгоритмов.

• Расчёт требований к сырым инерциальным и спутниковым данным, которые бы обеспечили требуемую точность навигации.

• Обзор подходящих инерциальных датчиков и спутниковых приёмников (или оценка необходимости и начало разработки новых).

• Определение режимов работы и способов информационного взаимодействия системы с пользователем.

• Описание архитектуры системы, план, циклограммы информационного взаимодействия элементов.

• Выбор вида корпуса и оснастки.

Результаты этапа - список датчиков и приёмников (или формулировка задачи по разработке нового), конструкция и архитектура системы, требования к производительности и взаимодействию электроники. Предварительный вид ТЗ.

3 этап.

• Испытания, сравнение и окончательный выбор датчиков и приёмника. Разработка АЦП для инерциальных датчиков и ПО к ним (при необходимости).

• Выбор или разработка конкретных элементов 9-14 (электроника), написание протоколов информационного взаимодействия (внутри системы и с системой извне).

• Изготовление корпуса и инерциальной сборки с учётом необходимости компенсации эффектов, замеченных при исследовании выбранных датчиков и свойственных системам в целом.

• Получение патентов на изобретения и полезные модели. Результаты этапа - первоначальный набор готовых (материальных)

элементов системы, окончательный вид ТЗ, предварительный вид ПИВ, патенты на предварительный вариант системы.

4 этап.

• Разработка математической модели ошибок (датчиков и блока в целом) и методики калибровки прибора (с подачей патентных заявок).

• Программная реализация матмодели, навигационных алгоритмов и управления системой, прочее ПО.

• Соединение имеющихся элементов, отладка взаимодействия элементов.

• Сбор и обработка данных для математического моделирования алгоритмов системы и анализа результатов. Проверка актуальности и вероятности успеха проекта (с перепрофилированием при необходимости).

• Обеспечение прибора всем необходимым для контроля его состояния и диагностики неполадок.

• Написание эскизной документации. Написание методики испытаний. Результаты этапа - заготовка системы с потенциалом к достижению

требуемых параметров, эскизная документация, запатентованная методика настройки и испытаний, первоначальная версия ПО.

5 этап.

• Калибровка, стендовые испытания (низкая динамика, «щадящие» условия) и доработка собранного образца, ПО, алгоритмов и методик.

• Проверка ПО, алгоритмов и электроники на отработку штатных ситуаций.

• Подготовка к организации линии производства.

Результаты этапа - образец системы, удовлетворяющий в простых стендовых испытаниях требованиям по пунктам 1-9, 14 в полной мере, частично по 10-13, подтверждена на практике возможность успеха разработки.

6 этап.

• Оптимизация конструкции, соединений, веса.

• Докалибровка, стендовые испытания, мобильные (имитационные) испытания, доработка собранного образца, ПО, алгоритмов и методик.

• Проверка системы на отработку нештатных ситуаций.

• Подготовка КД + анализ и устранение потенциальных проблем/рисков при внедрении в производство, патентные заявки на полезные модели и разработки.

Результаты этапа - образец системы, удовлетворяющий в имитационных испытаниях всем требованиям, подготовлено производство, возможность изготовления пробной серии приборов, разработки защищены.

7 этап.

• Лётные испытания образца.

• Учёт опыта полётов (в документации, алгоритмах и ПО).

Результаты этапа - образец системы подтвердил соответствие требованиям в реальных условиях. патенты на уточнённый образ продукта.

8 этап.