ВВЕДЕНИЕ 6
1 ОБЗОР ЛИТЕРАТУРЫ. ПОСТАНОВКА ЗАДАЧИ
1.1 Обзор литературы 8
1.2 Анализ технического задания 26
Выводы по главе один 28
2 МАТЕМАТИЧЕСКАЯ МОДЕЛЬ БИНС
2.1 Модель БИНС на датчиках угловой скорости и акселерометрах 30
2.2 Модель ошибок БИНС 40
2.2.1 Ошибки БИНС, вызванные погрешностями акселерометров 41
2.2.2 Ошибки БИНС, вызванные дрейфом гироскопов 43
2.2.3 Ошибки БИНС в случае неточного определения вертикали 45
Выводы по главе два 47
3 РАЗРАБОТКА ПОЛЕТНОГО ЗАДАНИЯ
3.1 Полетное задание крылатой ракеты 48
3.2 Определение требований к точности чувствительных элементов 53
Выводы по главе три 58
4 КОНСТРУКЦИЯ БИНС 59
Выводы по главе четыре 61
ЗАКЛЮЧЕНИЕ 62
БИБЛИОГРАФИЧЕСКИЙ СПИСОК 63
ПРИЛОЖЕНИЯ
ПРИЛОЖЕНИЕ А. Полетное задание ракеты 65
ПРИЛОЖЕНИЕ Б. Алгоритм ориентации БИНС 66
ПРИЛОЖЕНИЕ В. Модель БИНС 67
ПРИЛОЖЕНИЕ Г. Модель ошибок БИНС
Инерциальные навигационные системы (ИНС), нашедшие в настоящее время применение в системах управления ракет, самолетов, кораблей и других подвижных объектов, традиционно построены на базе гиростабилизированной платформы (ГСП). При разработке платформы решается ряд сложных часто противоречивых задач, особенно необходимо удовлетворить массогабаритным ограничениям. Принципиально система может быть построена без включения платформы в ее состав. Такой класс ИНС называется бесплатформенной инерциальной навигационной системой (БИНС) [1].
Сравнивая БИНС с ИНС, имеющими платформу, выделяют преимущества БИНС в массовых, габаритных характеристиках, прочности, надежности и технологичности. Они также обладают меньшей энергопотребляемостью и меньшим временем готовности. В БИНС задачи обеспечения работы системы при отказах измерительных приборов решается значительно эффективней, а также в БИНС не накладываются ограничения на маневры объекта.
Информацию от БИНС используют системы управления второго поколения. Управление объектом, содержащим БИНС, осуществляется по показаниям инерциальных чувствительных элементов (ЧЭ), жестко закреплённых на корпусе подвижного объекта и измеряющих параметры его поступательного и углового движения. В систему управления движением закладывается программная траектория и параметры движения по ней, а измеренные значения этих же параметров сравниваются с расчетными для отработки к минимуму имеющегося расхождения (функционал управления).
Основной задачей при разработке БИНС является повышение показателей точности и надежности. Такая задача в рассматриваемых устройствах связана с анализом и оценкой погрешностей чувствительных элементов (ЧЭ). В системе ЧЭ должны быть в таком количестве, при котором будет обеспечена передача информации о векторе кажущегося ускорения линейного движения центра масс объекта и о векторе абсолютной угловой скорости, которая характеризует угловое движение объекта.
Целью данной работы является разработка БИНС для мобильного комплекса.
Для реализации поставленной цели следует выполнить следующие задачи:
1) выполнить обзор литературы;
2) проанализировать техническое задание (ТЗ);
3) описать математическую модель БИНС, а также модель погрешностей БИНС;
4) разработать полетное задание;
5) промоделировать траекторию движения объекта, для которой
разрабатывается система;
6) определить требования к точности чувствительных элементов (ЧЭ);
7) разработать конструкторскую документацию в соответствии с ЕСКД.
Выпускная квалификационная работа посвящена разработке бесплатформенной инерциальной навигационной системы для мобильного комплекса. В качестве объекта, для которого разработана БИНС, выбрана высокоточная крылатая ракета 3М-14Э экспортного варианта.
В работе приведен подробный обзор инерциальных систем, современных разработок чувствительных элементов как импортных, так и отечественных предприятий. Проведен анализ технического задания.
Рассмотрены математическая модель БИНС на базе гироскопов и акселерометров, принцип действия БИНС, а также модель ошибок БИНС.
Определены закон изменения линейного ускорения (а = 116,828 м/с2на старте) и закон изменения угловой скорости разворота вектора скорости (®1 = 1,331 1/с, ш2 = 0,777 1/с, ш3 = 0,777 1/с). Полученные законы изменения определяют полетное задание крылатой ракеты.
В пакете прикладных программ Matlab Simulink реализована модель алгоритма ориентации БИНС с направляющими косинусами, основанная на решении обобщенного уравнения Пуассона, а также сформирована модель БИНС. Промоделирована траектория движения крылатой ракеты. Сформирована модель ошибок БИНС, состоящая из ошибки, вызванной неточностью начальной выставки вертикали (00 = 0,186 угл. мин), ошибки, вызванной дрейфом гироскопа (®др = -5,51-10'3град/ч) и ошибки, вызванной погрешностями акселерометра (Sax = 1,08-10-5g).
Полученные результаты после моделирования представлены в таблице 10.
Таблица 10 - Результаты моделирования
Параметр Числовое значение
Общее время полета ракеты, мин 18,9
Максимальная высота, м 500
Высота полета над поверхностью, м 50
Маршевая скорость, м/с 265,2
Дальность полета ракеты, км 300
Погрешность по дальности, м 300
На основании полученных требований к точности ЧЭ были выбраны гироскоп ТВГ-4 (разработка Раменского ПКБ) и маятниковый компенсационный акселерометр А-12 (разработка Раменского ПКБ) для разработки конструкции блока БИНС. По выбранным датчикам в пакете Компас-SD разработана конструкторская документация в соответствии с ЕСКД.
