Передаточная функция датчика W(s), необходимая для построения исходного вибрационного воздействия, получена в ходе наземных экспериментов с использованием вибростенда.

МЕТОДЫ И РЕЗУЛЬТАТЫ ИСПЫТАНИЙ ИНЕРЦИАЛЬНЫХ ДАТЧИКОВ, ПРЕДНАЗНАЧЕННЫХ ДЛЯ ЭКСПЛУАТАЦИИ НА ЛЕТАТЕЛЬНЫХ АППАРАТАХ ВЕРТОЛЁТНОГО ТИПА

Ермаков Р.В., Попов А.Н., Скрипаль Е.Н.
АО «Конструкторское бюро промышленной автоматики», Россия, Саратов, Б.Садовая 239.
Тел.: (8452) 47-85-70. e-mail:[email protected]
Калихман Д.М.,
Филиал ФГУП «НПЦАП им. Н.А. Пилюгина – «ПО «Корпус»
410019 Россия, г.Саратов ул. Осипова д.1. e-mail: [ Cкачайте файл, чтобы посмотреть ссылку ]
Кондратов Д.В.
Поволжский институт управления им. П.А. Столыпина e-mail:[email protected]
Львов А.А.,
Саратовский государственный технический университет имени Гагарина Ю.А., Россия, Саратов. e-mail: [ Cкачайте файл, чтобы посмотреть ссылку ]

Ключевые слова: испытания, инерциальные датчики, микромеханические датчики, частотная характеристика датчика.

Рассмотрены особенности применения микромеханических датчиков угловой скорости и линейного ускорения для построения блоков датчиков первичной информации, применяемых в системах автоматического управления летательными аппаратами вертолётного типа. Описаны сложности, возникающие при замене используемых ранее инерциальных датчиков на датчики иного типа. Предложена методика проведения проектирования блока датчиков и последующих его испытаний, позволяющая учесть и устранить возникающие сложности.

Построение автоматической системы управления летательным аппаратом требует наличия на его борту датчиков различных физических величин. Среди них центральную роль играют инерциальные чувствительные элементы [1]. Существенный прогресс в развитии микромеханических инерциальных чувствительных элементов позволяет применять их для построения систем управления летательными аппаратами, а так же, с некоторыми оговорками, для построения навигационных систем. Данному вопросу посвящено большое количество работ, например [2-4].
Проектирование систем автоматического управления летательными аппаратами вертолётного типа сопряжено с рядом сложностей. В частности, наличие сильных перекрёстных связей между каналами крена, тангажа и курса диктует повышенные требования к точностным показателям датчиков первичной информации. Наличие сильных вибраций, вызванных спецификой конструкции вертолёта, ещё более осложняет решение задачи построения блока инерциальных датчиков для вертолётной системы автоматического управления.
В АО «КБПА» возникла необходимость перевода вертолётных систем автоматического управления с устаревших датчиков на базе классических гироскопов на датчики, основанных на микромеханических инерциальных чувствительных элементах. Сложность выбора и сравнения инерциальных чувствительных элементов состоит в том, что параметры случайной составляющей погрешностей данных приборов производители (особенно отечественные) указывают для различных значений полосы пропускания прибора. Поэтому реальные показатели для используемой в системе управления полосы пропускания могут существенно отличаться. Часто вместо СКО шума от его среднего значения указывается его плотность, однако, поскольку шумы в полосе пропускания прибора распределены неравномерно, и каждый отдельный тип прибора имеет свой характер распределения, это всё равно не позволяет достоверно сравнивать приборы различных типов. Второй существенной сложностью при сравнении инерциальных чувствительных элементов различных типов является специфические для каждого типа характер и источники погрешностей первичных преобразователей, не укладывающихся в распространенную модель:
13 EMBED Equation.3 1415,
где: y – выход датчика, х – физическая величина, воздействующая на датчик, M – масштабный коэффициент датчика,
· – погрешность датчика, включающая систематическую и случайную составляющие.
В частности, смещение нулевого сигнала большинства инерциальных чувствительных элементов может скачкообразно изменяться от включения к включению прибора. Возможны низкочастотные дрейфы смещения и другие эффекты, каждый из которых оговаривается производителем прибора и оценивается по собственной методике. Несовпадение указанных методик не позволяет проводить полноценное сравнение различных датчиков.
Экспериментальные исследования инерциальных чувствительных элементов проводятся с использованием дорогостоящих стендов [6-9, 14]. Однако имеющееся в распоряжении разработчиков испытательное оборудование, как правило, ориентировано на исследование линейности инерциальных чувствительных элементов и не позволяет задавать на испытуемый прибор одновременно и угловые скорости и вибрационные воздействия. Но проведенные теоретические исследования [10-12] показывают, что микромеханические приборы чувствительны к вибрационным воздействиям. Тем не менее, производители датчиков обычно не предоставляют достаточной информации относительно чувствительности своих изделий к вибрациям на различных рабочих частотах.
Помимо этого, реальные уровни вибраций на борту вертолёта в месте установки инерциального датчика, как правило, неизвестны, что и составляет основную сложность при разработке инерциальных блоков. Так, в нормативных документах, таких как КТ-160D [13], регламентируется методика испытаний блоков, предназначенных для установки на вертолёт, но не регламентируются требования к самому вертолёту. Более того, уровень вибраций может существенно зависеть от конкретного места установки блока внутри вертолёта. При этом в нормативной документации выделяются только зоны на борту воздушного судна, такие как фюзеляж, инструментальные панели, приборные доски, хвостовая балка, двигатель, редуктор и т.д., без привязки к конкретному месту его установки внутри зоны.
Таким образом, прямая замена одних инерциальных чувствительных элементов другими в вертолётных системах управления и навигационных системах сильно осложнена в связи с отсутствием достаточной достоверной информации о:
- реальных частотных характеристиках датчиков;
- распределении случайной составляющей погрешности датчиков из-за того, что различные производители пользуются нестандартными методиками её определения;
- характере влияния вибраций на показания датчиков;
- уровне и спектре вибраций непосредственно в месте установки блока на борту вертолёта.
Устранение указанных неопределенностей возможно путём проведения обширных дорогостоящих лётных испытаний с замером реальных значений угловых скоростей, линейных ускорений и вибраций на борту вертолёта в полёте независимой аттестованной системой. Необходимо исследовать упомянутые параметры во всех возможных режимах полёта для нескольких экземпляров вертолётов, поскольку частоты и уровни вибраций могут разниться даже для различных воздушных судов, выпущенных по одной документации. Требование использования одного и того же блока инерциальных датчиков на летательных аппаратах различных типов ещё сильнее усложняет задачу.
Возможным решением обозначенной проблемы является исследование инерционных блоков при одновременном комбинированном воздействии на них угловой скорости и вибраций, причем параметры вибрации должны подбираться исходя из накопленного опыта по эксплуатации серийно выпускаемых блоков на устаревших датчиках. Предлагаемая методика испытаний, помимо стандартных методов определения статической характеристики и амплитудно-фазовых частотных характеристик (АФЧХ) датчиков в составе блока, предполагает также определение указанных параметров при одновременном действии на испытуемый датчик виброускорения, с амплитудами и частотами, соответствующими вибрациям, существующими в местах установки блока инерциальных датчиков реальных вертолётов. Поскольку в распоряжении разработчиков имеется обширная накопленная информация по лётным испытаниям серийных образцов блоков инерциальных датчиков на вертолётах различных типов, становится возможным обобщение накопленных данных и выявление наиболее тяжелых режимов полёта. Характеристики вибраций на данных режимах, записанные по показаниям серийных блоков, выбираются в качестве эталонных. Далее для восстановления реально действовавших вибраций производится определение АФЧХ серийно выпускаемых блоков. Полученные характеристики используются, с одной стороны, для генерации вибрационного воздействия, амплитудные и частотные характеристики которого близки к реальным вибрациям на борту вертолёта, и, с другой стороны, для коррекции АЧХ микромеханических датчиков, которые, как правило, имеют более широкую полосу пропускания.
На рис. 1 представлена конструкция применяемого датчика угловой скорости [13] изготовленного на базе микромеханического гироскопа (ММГ). В работах [5], [10] делается вывод о том, что удары и вибрации не оказывают влияния на динамику сбалансированного ММГ. Однако, дефекты массы резонатора, вызванные погрешностями при его изготовлении, являются причиной распада изначально возбуждённой стоячей волны и её расщепления на несколько мод колебаний, что зачастую детектируется электронной аппаратурой прибора как наличие угловой скорости у неподвижного резонатора. При этом угол ориентации стоячей волны определяется расположением дефекта массы резонатора. Более того, для вибрации, действующей перпендикулярно плоскости резонатора, он связан со второй гармоникой дефекта, а для вибраций, действующих в плоскости резонатора – с первой и третьей гармониками распределения дефекта массы вдоль поверхности резонатора.
13 SHAPE \* MERGEFORMAT 1415

На рис. 2 приведены графики, показывающие реакцию используемых микромеханических гироскопов на воздействие синусоидальной вибрации, частота которой изменяется с течением времени, а амплитуда неизменна и равна 0,5g.
13 SHAPE \* MERGEFORMAT 1415
13 SHAPE \* MERGEFORMAT 1415
Рис. 2. Результаты испытаний неподвижных ММГ при воздействии синусоидальной вибрации: Видны резонансные явления на частотах порядка 120 Гц и 210 Гц у датчиков, ось чувствительности которых перпендикулярна плоскости вибрации
Обозначим через a(t) проекцию ускорения на ось чувствительности акселерометра в интересующем нас канале; y(t) – выход соответствующего акселерометра. Передаточная функция акселерометра может быть записана в виде:

13 EMBED Equation.3 1415,
(2)

где полином Y*(s) для физической реализуемости системы дополнен необходимым числом нулей, лежащих далеко за пределами рассматриваемого частотного диапазона. Тогда оценка изображения по Лапласу исходного сигнала может быть найдена как
13 EMBED Equation.3 1415,
(3)

откуда нетрудно определить искомый сигнал.
На рис. 3 представлен восстановленный с использованием выражений (1)–(3) спектр проекции ускорения, действовавшего в горизонтальном полёте на ось чувствительности датчика продольной перегрузки вертолёта типа МИ-17. На нем хорошо видны гармоники лопастной частоты. Передаточная функция датчика W(s), необходимая для построения исходного вибрационного воздействия, получена в ходе наземных экспериментов с использованием вибростенда.
Описанный подход позволяет максимально приблизить характеристики новых и ранее использовавшихся блоков, что необходимо для замены последних без внесения конструктивных изменений в имеющуюся систему управления. Кроме того, это позволит на этапе проектирования блоков принять необходимые инженерные решения, исключающие пагубное воздействие вибраций, реально действующих на борту вертолёта.

Список литературы
Попов, А.Н. Пилотажные комплексы и навигационные системы вертолётов / А.Н. Попов, И.В. Сергушов, Д.П. Тетерин и др.; под ред. М.Ш. Ковадлина. М.: Инновационное машиностроение, 2017. 368с.: ил.
R. van der Merwe, Sigma-Point Kalman Filters for Nonlinear Estimation and Sensor Fusion: Applications to Integrated Navigation. / R. van der Merwe, E. Wan, S. Julier, A. Bogdanov, G. Harvey, and J. Hunt.// AIAA Guidance Navigation & Control Conference, 2004.
Гулевич, С.П. Использование современных высокоточных датчиков угловых скоростей и линейных ускорений для обеспечения автоматического захода на посадку летательных аппаратов / С.П. Гулевич, И.В. Сергушов, Е.Н. Скрипаль, А.В. Абакумов // XXIII Санкт-Петербургская международная конференция по интегрированным навигационным системам. СПб: ОАО «Концерн «ЦНИИ «Электроприбор», 2016. С.321-326
Гуцевич, Д.Е. Анализ применимости микромеханических датчиков для управления летательными аппаратами различного типа / Д.Е Гуцевич, Е.Н. Скрипаль // 15-я Международная конференция «Авиация и космонавтика – 2016». Тезисы. М.: Типография «Люксор», 2016. С.506.
Лунин, Б.С. Волновой твердотельный гироскоп. Теория и технология. Монография. / Б.С. Лунин, В.А. Матвеев, М.А. Басараб. М.: Радиотехника, 2014. – 176 с.: ил.
Калихман, Д.М. Универсальный стенд с цифровой системой управления для контроля измерителей угловой скорости различного принципа действия/ Д.М. Калихман, Л.Я. Калихман, Ю.В. Садомцев, A.B. Пoлyшкин, Е.А. Депутатова, Р.В. Ермаков, С.Ф. Нахов, Е.А. Измайлов, А.В. Молчанов, М.В. Чиркин // XVII Санкт-Петербургская международная конференция по интегрированным навигационным системам. СПб.: ОАО «Концерн «ЦНИИ Электроприбор», 2010. С. 147-154.
Калихман, Д.М. Прецизионный стенд с гироскопическим датчиком угловой скорости в качестве инерциального чувствительного элемента с цифровой системой управления. / Д.М. Калихман, Л.Я. Калихман, Ю.В. Садомцев, А.В. Пoлyшкин, Р.В. Ермаков, Е.А. Депутатова, С.Ф. Нахов // XV юбилейная Санкт - Петербургская Международная конференция по интегрированным навигационным системам. СПб.: ОАО «Концерн «ЦНИИ Электроприбор», 2008. С. 169-172.
Калихман, Д.М. Прецизионный широкодиапазонный стенд с инерциальными чувствительными элементами и цифровой системой управления. / Д.М. Калихман, Л.Я. Калихман, Ю.В. Садомцев, А.B. Пoлyшкин, Р.В. Ермаков, Е.А. Депутатова, С.Ф. Нахов // 16 Санкт - Петербургская Международная конференция по интегрированным навигационным системам. - СПб.: ОАО «Концерн «ЦНИИ Электроприбор», 2009. С. 48-53.
Ермаков, Р.В. Основы разработки комплексного цифрового управления прецизионными стендами с инерциальными чувствительными элементами по сигналам с измерителей угловой скорости, кажущегося ускорения и оптического датчика угла / Р.В. Ермаков, Д.М. Калихман, Л.Я. Калихман, С.Ф. Нахов, В.А. Туркин, А.А. Львов, Ю.В. Садомцев, Е.П. Кривцов, А.А. Янковский// XXIII Санкт - Петербургская Международная конференция по интегрированным навигационным системам. СПб.: ОАО «Концерн «ЦНИИ Электроприбор», 2016. С.302-307.
Маслов, А.А. Исследование вибрационных и внешних воздействий на динамику микромеханического гироскопа / А.А. Маслов, И.В. Меркурьев, В.В. Подалков // XXII Санкт - Петербургская Международная конференция по интегрированным навигационным системам. - СПб.: ОАО «Концерн «ЦНИИ Электроприбор», 2015. С. 286-287.
Скоробогатов, В.В. Результаты экспериментальной отработки термоивариантного кварцевого маятникового акселерометра с цифровой обратной связью и перепрограммируемым диапазоном измерения / В.В. Скоробогатов, В.И. Гребенников, Л.Я. Калихман, Д.М. Калихман, С.Ф. Нахов, Р.В. Ермаков // XXIII Санкт - Петербургская Международная конференция по интегрированным навигационным системам. СПб.: ОАО «Концерн «ЦНИИ Электроприбор», 2016. С.139-157.
Yoon, S.W., Vibration sensitivity analysis of MEMS vibratory ring gyroscopes / Yoon S.W., Lee S., Najafi K. // Sensors and Actuators A, 2011, no. 171, pp. 163– 177.
Квалификационные требования КТ-160D «Условия эксплуатации и окружающей среды для бортового авиационного оборудования (Внешние воздействующие факторы) Требования, нормы и методы испытаний».
Precision Navigation and Pointing Gyroscope CRM100 Technical Datasheet [электронный ресурс] режим доступа: http://www.siliconsensing.com/media/1158/crm100-00-0100-132_rev_10.pdf дата обращения 14.03.2017.
 Ведущий инженер
 Генеральный директор
 Главный конструктор
 Начальник отдела, д.т.н.
 Д.ф-м.н., доцент;
 Д.т.н., профессор;











Рис. 1 Устройство используемого ММГ (слева) и его фотография со снятой крышкой (справа)

60

70

80

90

100

110

120

130

140

150

160

170

180

Частота, Гц

Частота, Гц

170

180

190

200

210

220

230

240

250

260

270

280

290


Рис. 3 Спектр вибраций в полёте на борту летательного аппарата вертолётного типа, построенный по показаниям акселерометра, ось чувствительности которого ориентирована вдоль продольной оси летательного аппарата.



Root Entry

Приложенные файлы

  • doc 7057294
    Размер файла: 591 kB Загрузок: 0

Добавить комментарий