Использование ГННС технологии для определения пространственного местоположения беспилотного летательного аппарата. Часть 2

Страницы: 1 2 3 4 5

---

1.3 Архитектура беспилотной авиационной системы

При разработке моделей определения пространственного места положения беспилотного летательного аппарата необходимо сформулировать характеристики модели. Требуется разработать модель протокола взаимодействия между считывателем и метками, позволяющую оценивать следующие характеристики системы: вероятность идентификации меток; среднее время до первой успешной идентификации метки; вероятность коллизии (одновременный ответ двух и более меток). Считыватель и метки работают по протоколу EPC Class 1 Generation 2. Для этого требуется решить следующие задачи:

• определить параметры протокола EPC Class 1 Generation 2, влияющие на исследуемые характеристики;
• разработать алгоритм, моделирующий протокол взаимодействия между считывателем и метками;
• провести численный расчет вероятности идентификации метки, среднего времени до первой успешной идентификации метки и вероятности коллизий в зависимости от выбранных параметров протокола и количества меток.

Чтобы определить ориентацию какой-либо подвижной системы, нужно моделировать движение нескольких объектов этой системы, при таком условии, что координаты СРНС приёмников известны в каждый момент времени. Имитатор помогает формированию совокупных сценариев. Будем рассматривать простейший режим работы имитатора. Каждый сценарий представляет собой имитирование движения одного из объектов системы. Для работы возможно использование одного приёмника СРНС, который поочередно работает по каждому сценарию имитатора. В данном случае параллельная работа приёмников заменяется поочередной работой одного приёмника. Для того чтобы была возможность совмещать работу, необходимо, чтобы каждый сценарий содержал одну и ту же установку начального времени, идентичные координаты спутников на равные моменты времени. В данном случае отстранения спутниковых шкал времени будет одним и тем же от сценария к сценарию. Одновременно с этим, уход шкалы приёмника СРНС будет, как правило, нарастать по мере увеличения временного интервала между сценариями, тем самым, имитируя иной приёмник со своей шкалой времени. В соответствии с принятой методикой проведения испытаний, будем считать один из сценариев движением базового [3] приёмника, а остальные — движением привязываемых. Номера приёмников участвующих в определении углов ориентации системы объектов будем обозначать индексом i, номером базового будем считать i=1.

Для исследования ошибок вторых разностей псевдодальностей с помощью имитатора производилось моделирование движения двух объектов, которые вращаются по окружности радиуса R=10000 м (10 км) с центром в точке (55 — 48,64076´ с. ш., 37- 30,22993´ в. д., высота 195,384 м над уровнем моря). Скорость движения объектов по окружности радиуса R постоянна и равна V=250 м/с. В эксперименте использовался навигационный приёмник JNS GGD-EuroCard и антенна MarAnt фирмы Javad Navigation Systems.

В алгоритме имеются два цикла – первый идет в начале алгоритма, там идет проверка текущего раунда и если значение оказывается ложным, вся программа завершается; второй цикл, который находится в самом конце алгоритма. Этот цикл проверяет номер слота, у которого максимальное число зависит от параметра Q. При успешной проверке, происходит переход к дальнейшему слоту, если нет – начинается новый раунд.

На входе данного алгоритма инициализируются указанные переменные. После этого числовое значение текущего раунда сравнивается с общим численностью раундов. Если оно больше или равно значению общего количества раундов, программа прекращается. Если происходит противоположный случай, мы имитируем передачу Query, прибавляя к общему времени модели (отчет начинается с 0) время, которое занимает команда запроса. После этого каждой метке присваивается случайное число, означающее слот, в котором она будет реагировать. После чего формируется массив, в который вводятся значения тех меток, для которых присвоен номер 0. Для определения количества меток готовых для ответа, измеряется длинна массива. В таком случае вероятны 3 следующих ситуации: ни одна метка не будет отвечать, одна метка будет отвечать и отвечает более одной метки.

В первой ситуации минимальное время между командами добавляется к модельному времени, после чего текущий слот будет завершен.

Во второй ситуации к модельному времени добавляется несколько параметров времени, после чего выполняется проверка. В случае успешного принятия RN16, происходит имитация передачи ACK, прибавление временных параметров к модельному времени и проверка успешного принятия Response. Далее, в массив записывается значение общего количества прочтений метки. После чего завершается текущий слот, если будет ложным хоть одно из условий, представленных выше.

В третьей ситуации, когда отвечает более одной метки происходит увеличение числового значения счетчика коллизий, после чего будет завершен текущий слот. После завершения слота происходит сравнение его значения с числом 2^Q. Если значение слота меньше 2^Q, то увеличивается модельное время и происходит переход на следующий слот, иначе увеличивается значение текущего раунда.

Для упрощения построения алгоритма ему на вход подаются более высокоуровневые параметры, вычисляемые на основе Tari и M. Алгоритм использует следующие параметры, представленные в таблице 3:

Таблица 3 – Параметры алгоритма ПИ СРНС

 

Блок-схема, описывающая работу алгоритма, представлен на рис. 4. Во время работы алгоритм использует следующие переменные: model_time — модельное время (начинается с 0), round_n – номер текущего раунда, Ncollision – счетчик числа коллизий, round_N – общее количество разыгрываемых раундов, Nreads — массив в котором отображается число прочтений k-ой метки, reader_slot – номер слота (используется считывателем).

При разработке имитационной модели принять следующие допущения:

1. команды от считывателя всегда успешно доставляются меткам;
2. вероятность ошибки при передаче одного бита (BER, Bit Error Rate) от метки к считывателю фиксирована и задана в качестве параметра модели.

При постановке задачи используются знания, полученные в процессе предварительного изучения объекта, систематических наблюдений за ним и т.п., исходя при этом из той конкретной проблемы, которую и нужно решить в процессе моделирования.

Важно из множества факторов, которые оказывают влияние на объект выделить самые существенные, определить их максимальные и минимальные значения, и какую степень влияния они оказывают как на исследуемый объект, так и на результаты исследований. На этой стадии, как правило, определяется уровень необходимой точности, которая предъявляется самой целью исследования.

1.4 Существующие аналоги для определения пространственного места положения беспилотного летательного аппарата

Навигационные системы можно разделить на множество категорий в зависимости от назначения, объема получаемой навигационной информации и используемых методов навигации. В зависимости от области применения навигационные системы разделяют на системы морской, наземной и воздушной навигации. Система навигации ПНО решает задачи определения координат местоположения, параметров движения и углов ориентации подвижного объекта и выдачи необходимой информации. Целью статьи является анализ состава существующих иностранных систем навигации.

Навигационные системы являются в настоящее время развивающейся областью науки и техники. Производством навигационных систем занимаются как отечественные, так и зарубежные производители навигациаппаратуры. В таблице 4 приведен состав иностранных навигационных систем ПНО, которые представлены в настоящее время. В таблице 5 приведен состав навигационных систем подвижных наземных объектов отечественного производства.

Таблица 4 – Состав иностранных навигационных систем для подвижных наземных объектов

 

Таблица 5 – Состав отечественных навигационных систем для подвижных наземных объектов   

 

CH-4312-02 – Авиационный приемоиндикатор, работающий по сигналам глобальных спутниковых навигационных систем ГЛОНАСС и GPS, их функциональных дополнений: спутниковых — SBAS (WAAS, EGNOS, MTSAT) и наземных — GBAS (ЛККС).

Аппаратура СН-4312-02 отвечает требованиям к КТ-34-01 ред.3 (TSO C129A), КТ-178А и КТ-200А к бортовому оборудованию спутниковой навигации подклассов A1, B1, C1, а также выполняет функции, присущие FMS.

Таблица 6 – Характеристики CH-4312-02

БПСН-2-01 – Бортовой приемник спутниковой навигации, работающий по сигналам СНС ГЛОНАСС, GPS и SBAS. Выполнен в модульном испольнении и предназначен для применения в составе комплексов бортового оборудования в конструктиве БВС — 3000, в качестве датчика высокоточных навигационных данных для решения пилотажно-навигационных задач на маршруте полета, в районе аэродрома, для неточного определения пространственного места положения.

БПСН-2-01 представляет собой аппаратуру, работающую по сигналам глобальных спутниковых навигационных систем ГЛОНАСС и GPS в составе интегрированных комплексов бортового оборудования конструктивного исполнения БВС-3000 современных самолётов.

Таблица 7 – Характеристики БПСН-2-01

Предназначен для применения в составе комплексов бортового оборудования современных и перспективных вертолетов и самолетов, в качестве датчика высокоточных навигационных данных для решения пилотажно-навигационных задач на маршруте, в районе аэродрома и для неточного определения пространственного места положения.

Таблица 8 – Характеристики БПСН-2

 

БПСН-2 представляет собой аппаратуру, работающую по сигналам глобальных спутниковых навигационных систем ГЛОНАСС и GPS в составе комплексов бортового оборудования современных самолётов и вертолетов.

Аппаратура БПСН-2 отвечает требованиям КТ-34-01 (редакция 2) к бортовому оборудованию спутниковой навигации подкласса C1, программное обеспечение отвечает требованиям КТ-178А.

Анализ состава показывает, что в качестве нерадиотехнического измерителя (НРТИ) во всех рассмотренных навигационных системах ПНО иностранного производства используется инерциальная навигационная система (ИНС) бесплатформенного типа (БИНС). В навигационных системах отечественного производства БИНС используется не во все системах, например, в системах «Азимут» и «ФЕРРИТ» применяется курсовая система магнитного типа.

Основным радиотехническим измерителем (РТИ) для рассмотренных систем навигации являются системы спутниковой радионавигации (ГЛОРНАСС/GPS). В навигационных системах ПНО отечественного производства в отличие от иностранных в качестве дополнительного радиотехнического измерителя с СРНС применяются системы дальней навигации «Чайка» и «LORAN-C» («КС-100М», «Ориентир»).

Таким образом, в статье был проведен сравнительный анализ состава иностранных и отечественных навигационных систем. Основным отличием иностранных навигационных систем от отечественных является повсеместное использование БИНС в качестве НРТИ в своем составе. В навигационных системах отечественного производства БИНС используется не во всех системах. В отличие от иностранных навигационных систем ПНО, в системах отечественного производства используются дополнительные РТИ совместно с СРНС — системы дальней навигации «Чайка» и «LORAN-C».

1.5 Аппаратная часть и инструментарий разработки ГНСС технологии

Модель проектирования системы изначально выглядит каноничным образом, как и во многих других подобных проектах (рис 5). Имитационная модель упрощается в процессе проектирования для удобства разработки. Физическая система так же будет реализоваться по мере возникновения вопросов исследования той или иной подсистемы самого БПЛА. Таким образом, физические модели на каждом этапе проектирования будут исполнены как стенды для испытания, имитационная же модель выполнена в виде испытательного БПЛА, исследование которого будет проходить в полевых условиях.

Рис. 5. Исходная модель проектирования

Выбор микроконтроллера является одним из самых важных решений, от которого зависит успех задуманного проекта. Основная цель выбора наименее дорогой микроконтроллер, но в то же время удовлетворяющий требованиям системы, то есть требованиям по производительности, надежности, условиям применения.

Рассмотрим отечественный микроконтроллер K1986ВЕ92QI – разработка центра проектирования российской компании ЗАО «ПКК Миландр» – 32-разрядный RISC микроконтроллер, построенные на базе ядра ARM Cortex-M3, содержат встроенную 128 Кбайт Flash-память программ и 32 кбайта ОЗУ [7]. Микроконтроллеры работают на тактовой частоте до 80 МГц.

Архитектура системы памяти за счет матрицы системных шин позволяет минимизировать возможные конфликты при работе системы и повысить общую производительность. Контроллер DMA позволяет ускорить обмен информацией между ОЗУ и периферией без участия процессорного ядра. Проведем сравнительную характеристику с зарубежными микроконтроллерами. В таблице 8 приведено сравнение по условиям эксплуатации.

Таблица 9 – Сравнение по условиям эксплуатации

В следующей таблице 10 приведено сравнение по аналоговым блокам.

Таблица 10 – Сравнение по аналоговым блокам

 

В таблице 11 приведено сравнение по производительности.

Таблица 11 – Сравнение по производительности

На рисунке 6 показана график сравнения показателей производительность/тактовая частота для данных микроконтроллеров.

Рис. 6. График сравнения показателей производительность/тактовая частота

Микроконтроллер K1986ВЕ92QI по сравнительным характеристикам занимает среднее место на фоне остальных. Единственное преимущество этого микроконтроллера – низкая цена. Выбор данной схемы обуславливается ещё и требованиями по разработке самого беспилотного летательного аппарата. На данный момент это единственный ARM контроллер отечественного производства доступный по цене и удовлетворяющий требованиям разработки универсальных блоков и блоков управления.

2.  МАТЕМАТИЧЕСКИЕ МОДЕЛИ ПРОЦЕССА ОПРЕДЕЛЕНИЯ ПРОСТРАНСТВЕННОГО МЕСТА ПОЛОЖЕНИЯ БЕСПТЛОТНОГО ЛЕТАТЕЛЬНОГО АППАРАТА

2.1 Модель движения беспилотного летательного аппарата по взлетно-посадочной полосе аэродрома

Рассматриваемый вид движения беспилотного летательного аппарата по взлетно-посадочной полосе аэродрома осуществляется с использованием мобильной пусковой установки (МПУ) на базе автомобильного шасси повышенной проходимости (КАМАЗ, УРАЛ, УАЗ и т.п.), позволяющих осуществлять передвижение в точку старта БЛА по пересеченной местности.

На этом шасси установлены направляющие длинной l_н , которые имеют угол наклона  к плоскости Земли. С помощью транспортно-заряжающей машины (ТЗМ) беспилотного авиационного комплекса (БАК) на направляющих мобильной пусковой установки размещается БЛА в состоянии перед стартом. На фюзеляже БЛА есть специальные элементы, называемые бугелями, они фиксируют его на направляющих мобильной пусковой установки и помогают обеспечивать движение по ним в при взлете БЛА.

В качестве стартового ускорителя используется твердотопливный стартовый двигатель (СД), подвешиваемый под фюзеляж БЛА и отбрасываемый после сгорания заряда, размещенного в его корпусе.

Процесс взлета БЛА со СД включает в себя следующие этапы:

1. Движение БЛА по направляющим МПУ под действием сил тяги СД и маршевого двигателя (МД) БЛА.
2. Движение БЛА в воздухе после схода с направляющих МПУ при работающих СД и МД.
3. Полет БЛА после сброса СД под действием силы тяги МД

При моделировании движения БЛА на этих этапах будем считать его материальной точкой переменной массы m(t) и описывать движение ЦМ БЛА в вертикальной плоскости взлета в каждый момент времени t с помощью значений скорости V(t), угла наклона траектории θ(t) и координат x(t), y(t) в стартовой системе координат. В представленных ниже моделях эти характеристики имеют индексы с номером рассматриваемого этапа взлета БЛА. Следующей особенностью данных моделей является равный нулю угол атаки БЛА и использование в них максимального значения силы тяги МД.

2.2 Модель полета беспилотного летательного аппарата на воздушном участке

Основную роль при данном этапе взлета БЛА играет СД, который имеет тягу Р_сд и сопло, повернутое относительно строительной оси БЛА на угол Φ_сд

Этот угол и размещение СД на корпусе БЛА выбираются таким образом, чтобы вектор силы тяги Р_сд проходил через ЦМ БЛА. (см. Рис. 7)

Рис.7. Составляющие силы Р_сд, которые учитываются на этапах 1 и 2 взлета БЛА

На Рис. 7. показаны составляющие силы Р_сд, которые учитываются на этапах 1 и 2 взлета БЛА. Стартовый двигатель имеет следующие основные характеристики[8]:

m_кор — масса корпуса СД(кг.):

m_зар – масса заряда СД(кг.);

μ – массовая скорость горения заряда (кг/с)

τ – время работы СД (сек.)

Тогда масса объекта «БЛА + СД» будет изменяться во времени по следующему закону:

где m – масса БЛА.

Движение БЛА на интервале времени  будем описывать согласно Рис. 7 системой дифференциальных уравнений вида:                               .

Здесь Рмд. – максимальное значение силы тяги маршевого двигателя БЛА,

L_{1 =} L₁(t) – длина пути, пройденного БЛА по направляющим в момент времени t(м); x_{1 =} x₁(t), y₁ = y₁(t) – координаты ЦМ БЛА в момент времени t(м); Fтр = Fтр(t) суммарное значение силы трения бугелей БЛА в момент времени t, X(0,V₁, y₁) – сила лобового сопротивления БЛА при нулевом угле атаки при его скорости V₁ и высоте y₁.

Чтобы вычислить силы Fтр рассмотрим схему сил, которые действуют на ЦМ БЛА при его движении по направляющим МПУ, которая приведена на Рис.8.

На рисунке 8 использованы следующие обозначения:

N – суммарная сила реакции направляющих МПУ БЛА;

Φ_мд.. — угол установки МД БЛА (рад.)

G = G(t) – сила тяжести «БЛА + СД» в момент времени t.

Сила трения Fтр. при условии, что все бугели БЛА изготовлены из одного материала, вычисляются как:

 

где f – коэффициент трения скольжения бугелей по направляющим МПУ БЛА.

Из рис. 8 следует, что:

 

Вычисляя силу тяжести как:

 и подставляя выражение (4) в формулу (3) получим:

Где m(t) вычисляется по формуле (1).

Входящая в первое уравнение системы (2) сила лобового сопротивления

Здесь Сx (V₁, y₁) – коэффициент лобового сопротивления БЛА;  – плотность воздуха на высоте ; – площадь крыльев БЛА.

Зависимость коэффициентов Сх от своих аргументов при нулевом угле атаки БЛА имеет вид:

Где  – эмпирические коэффициенты; А – коэффициент, зависящий от геометрических характеристик крыла БЛА;  – балансированный угол атаки БЛА.

Для вычисления зависимости плотности воздуха от высоты полета БЛА предлагается использовать следующую приближенную формулу:

, y ≥0     

Здесь,  – плотность воздуха на уровне Земли; k – эмпирический коэффициент.

Система уравнений (2) после подстановки в нее выражений (1), (5) – (8) интегрируется на интервале времени  при начальных условиях:

где  – высота ЦМ БЛА при его предстартовом размещении на направляющих МПУ (см. Рис. 8).

Рис. 8. Схема сил, действующих на ЦМ БЛА при его движении по направляющим МПУ

Момент времени  завершения этапа 1 взлета БЛА определяется из условия:

Где   – расстояние, которое должен пройти БЛА до его схода с направляющих МПУ.

При достижении в процессе расширения задачи (2), (9) равенства (10) фиксируются полученные значения , , , которые будут использованы при моделировании этапа 2 взлета.

На этапе 2 взлета БЛА реализуется его полет на интервале времени  под действием сил тяги МД и СД. Математическая модель движения БЛА на этом этапе имеет вид:

 

В этой системе уравнений Y(0,V₂, y₂) обозначена подъемная сила БЛА, действующая при нулевом угле атаки при его скорости V₂ на высоте полета  y₂.

Согласно работе [5] эта сила определяется как:

При этом коэффициент подъемной силы  вычисляется по формуле:

Конкретизация правых частей первых двух уравнений системы (11) осуществляется с использованием выражений (1), (6) — (10), при замене в них переменных  на  а также формул (12), (13).

С учетом этого дифференциальные уравнения (11) интегрируются на фиксированном интервале времени  при следующих начальных условиях:

Обеспечивающих связь этапов 1 и 2 взлета БЛА.

Полученные при этом значения скорости , угла наклона Траектории  и координаты  ЦМ БЛА в момент времени окончания работы СД используются в качестве начальных условий при моделировании заключительного этапа взлета БЛА.

Данный третий этап взлета БЛА осуществляется на интервале времени  до достижения им угла наклона траектории  нулевого значения, т.е. до выполнения условия:

Это значение соответствует началу горизонтального участку требуемого разгона или торможения БЛА для полета в зону выполнения полетного задания.

Модель движения БЛА на этапе 3 имеет вид:                                      

Начальные условия для этой системы уравнений записываются как:

Момент времени t₃ завершения этого этапа взлета БЛА определяется в процессе решения задачи (16), (17) текущим значением переменной t при котором выполняется условие (15).

Отметим, что время взлета БЛА с МПУ при использовании стартового ускорителя будет равно:

В последующих разделах данной работы приведен разработанный программный комплекс моделирования процесса взлета БЛА и влияние на показатель (18), а так же на значения  различных факторов его старта.

---

Страницы: 1 2 3 4 5