KONCEPCJA POMIARU PRZYSPIESZEŃ POCISKU RAKIETOWEGO CONCEPT OF ROCKET MISSILE ACCELERATION MEASUREMENT

Transkrypt

1 Dr inż. Bogdan MACHOWSKI Mgr inż. Mirosław MAKOWSKI Mgr inż. Dorota MILLER Mgr inż. Kamil WACŁAWIK Wydział Mechatroniki i Lotnictwa Wojskowa Akademia Techniczna KONCEPCJA POMIARU PRZYSPIESZEŃ POCISKU RAKIETOWEGO Streszczenie: Układ nawigacji bezwładnościowej pocisku rakietowego wykorzystuje dane pochodzące z pokładowych czujników przyspieszeń. Na działanie czujników oraz innych podzespołów elektronicznych ma także wpływ temperatura pocisku. W celu uzyskania potrzebnych danych z pokładu rakiety, do dalszej analizy został zaprojektowany i zestawiony tor pomiarowy z systemem telemetrycznym. Zrealizowany zgodnie z opisaną w artykule koncepcją układ do pomiarów parametrów został zintegrowany z istniejącym systemem sterowania rakiety. CONCEPT OF ROCKET MISSILE ACCELERATION MEASUREMENT Abstract: Inertial Navigation System of a missile uses data from onboard acceleration sensors. The measurment results of sensors and other electronic components is also affected by temperature of the missile. In order to obtain the necessary data from the rocket to the further analysis, it has been designed and arranged the track measurement with the telemetry system. Implemented in accordance with the concept described in the article, a system for measuring parameters has been integrated with the existing missile control system. Słowa kluczowe: pomiar przyspieszenia, pocisk rakietowy Keywords: acceleration measurement, missile 1. WPROWADZENIE Najczęściej wykorzystywaną metodą nawigacji pocisku rakietowego, obok układów globalnego pozycjonowania (GPS Global Position System), układów astroi geonawigacyjnych, jest nawigacja bezwładnościowa. Metoda ta realizowana jest przez system autonomiczny, umieszczony na pokładzie obiektu, nie wymaga wymiany danych z urządzeniami stacji naziemnych. Duża dokładność w krótkich przedziałach czasu oraz niezależność od zewnętrznych warunków środowiska są jej dodatkowymi zaletami. 365

2 Układ nawigacji bezwładnościowej pocisku rakietowego wykorzystuje dane pochodzące z pokładu rakiety. Działa on na zasadzie pomiaru przyspieszeń w trzech kierunkach, a następnie wyznaczenia w tych kierunkach przemieszczeń wzgl. punktu początkowego (poprzez podwójne całkowanie). Wymagane jest wprowadzenie wartości początkowych: położenia początkowego, kątów azymutu i elewacji, prędkości początkowej, jeśli jest różna od 0. Podczas badań poligonowych demonstratora nowego typu rakiety (lub modernizacji istniejącego), celowe jest zebranie danych o parametrach ruchu pocisku. Dla techniki rakietowej charakterystyczne są fizyczne i technologiczne ograniczenia możliwości wykonania pomiarów. Przyspieszenia pocisku sięgają 700 [ ] a temperatura bloku gazogeneratora przewyższa 700 [K]. W związku z tym trudno jest zapewnić odpowiednią wytrzymałość układów pomiarowych, telemetrycznych oraz zasilających, a także ich termiczną izolację. Ze względu na niszczący charakter strzelań rakietowych, zdecydowano się na wykorzystanie układów telemetrycznych. Dane pomiarowe, przy wykorzystaniu układu kondycjonowania, zostały dopasowane do parametrów przetworników układu telemetrycznego w celu zapewnienia optymalnej rozdzielczości pomiaru. Dane przesyłane były w trakcie lotu pocisku do stacji roboczej. Przyspieszenia są kluczowym parametrem określającym ruch pocisku w przestrzeni. Na podstawie ich pomiarów obliczane są prędkość i położenie obiektu. Przyspieszenia pozwalają również badać zakłócenia i siły oddziaływujące na pocisk. Podczas określania położenia pocisku mogą pojawić się błędy wynikające z numerycznego przybliżenia całkowania. Im dłuższy czas lotu obiektu, tym błędy całkowania większe, a więc mniej precyzyjne określenie położenia rakiety. W opisywanej konfiguracji wykorzystane zostały trzy wyjścia akcelerometru w celu określenia kątów w trzech osiach (pochylenia, przechylenia i odchylenia). Pochylenie (ρ) definiuje się jako kąt osi X w stosunku do ziemi. Przechylenie (φ) jako kąt osi Y w stosunku do ziemi. Odchylenie (θ) natomiast jako kąt osi Z w stosunku do grawitacji. Kąty te przedstawia poniższy rysunek (rys. 1). Rys. 1. Zobrazowanie pomiaru kąta za pomocą trzech osi Na wyjściach poszczególnych osi zespołu czujników mierzone było napięcie, które odpowiada przyspieszeniu występującemu na danej osi. W przypadku gdy czujnik jest ułożony w pozycji neutralnej, tzn. oś Z pokrywa się z siłą grawitacji oraz czujnik jest nieruchomy, wypadkowe przyspieszenie działające w takiej sytuacji na czujnik wynosi 1g. A + A + A = 1g (1) Do pomiaru poszczególnych kątów wykorzystuje się poniższe zależności matematyczne: 366

3 A ρ = arctan A + A (2) A φ = arctan A + A (3) θ = arctan A + A A (4) Z przytoczonych wzorów na pomiar każdego z kątów ma wpływ przyspieszenie zmierzone na każdej z osi. Dzięki czemu nie ma teoretycznie konieczności odpowiedniego ustawienia czujnika względem działającej siły, lub jak w badanym przypadku osi obrotu. Fakt ten został zweryfikowany w czasie badań. Temperatura panująca w pocisku ma duży wpływ na jakość działania urządzeń elektronicznych pracujących wewnątrz układu (między innymi na pracę zapalnika ładunku bojowego). Wpływa ona również na działanie akcelerometrów, powodując zmianę charakterystyk czujnika (określona przez producenta), wymuszając zastosowanie układów o odpowiedniej odporności i dokładności pomiarów. Pomiar temperatury daje również podstawy do zaprojektowania odpowiedniego układu izolacji termicznej. Znajomość warunków panujących w rakiecie i parametrów lotu pozwala na zaprojektowanie pokładowego układu pomiarowego i transmisji danych zintegrowanego z układem elektroniki pocisku. Proponowany tor pomiarowy składa się z: czujników pomiarowych; układu telemetrii pokładowej wysyłającej i odbierającej dane pomiarowe; układu dopasowującego (filtracja, wzmocnienie, przesunięcie wartości średniej sygnału); układu baterii; impulsowego regulatora napięcia zasilania. Schemat koncepcyjny układu pomiaru przyspieszeń można przedstawić w postaci jak na rys. 2. W przypadku gdy nie ma możliwości wykonania połączeń kablowych, buduje się tor pomiarowy z wykorzystaniem połączenia bezprzewodowego (np. bluetooth), wymaga to jednak zastosowania dodatkowych przetworników A-C i mikroprocesora. Częstotliwość pomiarów jest wtedy ograniczona przepustowością połączenia bluetooth. W proponowanym rozwiązaniu dla pocisku M-21 zastosowano liniowe akcelerometry MEMS firmy PCB Piezoelektronics. Akcelerometry liniowe wykorzystują odkształcenie sprężystego układu belkowego w celu przeciwdziałania sile bezwładności. Pomiar najczęściej odbywa się poprzez zmiany pojemności elektrycznej kondensatora, w wyniku wzajemnego przesunięcia się jego płyt. Typowy akcelerometr MEMS składa się z kilkudziesięciu warstw takich czujników. Nowoczesne akcelerometry MEMS są chemicznie trawione w płytce krzemowej i stanowią integralną całość z czujnikami przesunięcia. Wielkość takiego układu może nie przekraczać typowego układu scalonego SM. 367

4 Rys. 2. Schemat koncepcyjny układu pomiaru przyspieszeń Rys. 3. Zespół trzech akcelerometrów wykorzystywany w eksperymencie 368

5 Analogowe czujniki przyśpieszenia PCB charakteryzują się napięciem zasilania 9 16 V, poborem prąd 10 ma oraz wyjściem różnicowym o zakresie +/- 2 V. Czułość sensora wynosi 200 mv/g w zakresie pomiarowym +/-10 g. Akcelerometry te zastosowano do pomiaru przyśpieszeń poprzecznych działających na poruszający się pocisk. Do pomiaru sił działających osiowo na rakietę wykorzystano czujnik o zakresie pomiarowym +/-100 g, czułości 20 mv/g, wyjściu różnicowego napięcia zasilania 9 16 V. Zakres wyjściowego napięcia różnicowego zastosowanych czujników jest identyczny, dzięki czemu w układzie kondycjonowania sygnałów wykorzystano jednakowe wzmacniacze pomiarowe. Zadaniem układu kondycjonowania jest dopasowanie poziomu napięcia z sensorów do parametrów nadajnika telemetrii. Do pomiarów temperatury w omawianym przypadku wykorzystana została termopara TJ60- CASS-020U-K-32-SMPW firmy OMEGA długości 32 cali. Długość termopary podyktowana jest sposobem umieszczenia jej wewnątrz pocisku rakietowego. Termopara przechodzi przez głowicę bojową, aż do noska rakiety. Składa się ona z pary (dwóch) różnych metali zwykle w postaci przewodów, spojonych na dwóch końcach. Jedno złącze umieszczane jest w miejscu pomiaru, podczas gdy drugie utrzymywane jest w stałej temperaturze odniesienia. Pod wpływem różnicy temperatury między miejscami złączy (pomiarowego i odniesienia ) powstaje różnica potencjałów nazywana siłą termoelektryczną, proporcjonalna do różnicy tych temperatur. Konstrukcja termopary wykazuje dużą elastyczność, co pozwala na stosowanie jej w różnych warunkach. Fizyczny układ pomiarowy został zintegrowany z istniejącym systemem sterowania rakiety. Ze względu na ograniczone miejsce wewnątrz pocisku, podjęto działania zmniejszające objętość układów. Integracja ta polega na: wspólnym zasilaniu z zestawu czterech baterii; wspólnym układzie kondycjonowania sygnału; zmniejszeniu liczby impulsowych regulatorów napięcia; Połączenie układów skutkuje także zmniejszeniem kosztów budowy systemu, jak również zwiększeniem jego niezawodności. W rozwiązaniu docelowym proponuje się zastosowanie jednej dedykowanej płytki zawierającej prezentowane na poniższym schemacie układy z wyjątkiem układów mechanicznych sterowania (rys. 4). 369

6 Rys. 4. Schemat układów pomiarowego i sterowania (wyróżniony układ pomiarowy) pocisku rakietowego 370

7 MECHANIK 7/2013 W celu akwizycji danych pomiarowych z aparatury pokładowej eksperymentalnego pocisku rakietowego wykorzystany został system telemetryczny składający się z następujących elementów: nadajników z antenami i układem zasilania umieszczonych w pociskach 1 szt. w każdym pocisku; Rys. 5. Nadajnik umieszczony na pocisku rakietowym anten odbiorczych; czterech odbiorników; czterech sterowników PLC; Rys. 6. Stacja odbiorcza telemetrii komputera; specjalistycznego oprogramowania. System telemetryczny użyty został w badaniach w celu akwizycji danych dwojakiego rodzaju: wartości przyspieszenia w trzech wzajemnie prostopadłych osiach z rozmieszczonych w pocisku akcelerometrów, temperatury pocisku z termopary 371

8 zamontowanej w części przedniej pocisku. Dane pomiarowe z czujników po wzmocnieniu były przekazywane do nadajnika i wypromieniowane w przestrzeń za pomocą anteny umieszczonej w części przedniej pocisku. Dwie anteny typu Yagi rozstawione w płaszczyźnie pionowej i poziomej w kierunku przybliżonego toru lotu pocisku zbierały dane do czterech odbiorników. Sygnały odebrane po wzmocnieniu i przetworzeniu w układach odbiorczych stanowiły dane do akwizycji dla odpowiednio zaprogramowanych sterowników PLC. Po procesie rejestracji, z każdego ze sterowników oddzielnie (poprzez podłączenie do portu RS- 232 konwertera RS-232-USB) zapisano dane pomiarowe przy użyciu komputera przenośnego ze specjalistycznym oprogramowaniem. Opis szczegółowy zasadniczych elementów systemu telemetrycznego: A) Sterownik MICRO-XLL-A Swobodnie programowalny sterownik MICRO-XLL-A znajduje zastosowanie w układzie jako koncentrator danych pomiarowych o dużych możliwościach komunikacyjnych (2 porty RS232, 1 port M-Bus Master) i archiwizacyjnych. Posiada wbudowany panel operatorski oraz podstawę wielofunkcyjną o dużej ilości wejść/wyjść dwustanowo-analogowych. Sterownik tego typu idealnie spełnia swoją funkcję zarówno przy sterowaniu, jak i przy rozliczaniu w systemach zarządzania energią, zdalnego monitoringu i automatyki. Istotne dane techniczne sterownika: Wbudowana podstawa wielofunkcyjna posiada 8 wejść analogowo-cyfrowych, 8 wejść cyfrowych, 14 wyjść (w tym 2 analogowe) z możliwością dalszego rozszerzenia; Pamięć RAM (1MB) podtrzymywana kondensatorem backup ; Pamięć nieulotna Flash 512 kb, yegar RTC; Wbudowany panel operatorski LCD (wyświetlacz 2x16 znaków oraz 6 klawiszy); Oprogramowanie programowanie i konfigurowanie dostępne na trzech poziomach: język rozkazów AWL, język bloków funkcyjnych, z lokalnego panelu LCD konfigurowanie aplikacji; Zasilanie: napięcie stałe: V; prąd: 500 ma max. Warunki pracy: 0-50ºC; przechowywanie: -20 do 70ºC. B) Oprogramowanie Logic Master Control for Windows Oprogramowanie w skrócie zwane LMC-WIN to pakiet narzędziowy umożliwiający tworzenie programów sterownikowych oraz systemów wizualizacji i sterowania procesami technologicznymi opartymi na sterownikach programowalnych serii Micro (Micro PLC, LCD, XL, XXL) w środowisku Windows. W jego skład wchodzą między innymi: Menadżer paneli (LMC_Win.exe) główny program pakietu narzędziowego, za pośrednictwem którego można uruchamiać wszystkie inne podprogramy niezbędne do tworzenia aplikacji sterownikowych i wizualizacyjnych, takie jak m.in. panel roboczy do zarządzania oprogramowaniem sterownika, panel podglądu i edycji wartości rejestrów, edytor paneli graficznych, edytor AWL, przeglądarka wykresów itp. Program komunikacyjny (SerwerRS.exe) zapewniający transmisję danych (MODBUS-RTU) pomiędzy panelami operatorskimi i sterownikami według zdefiniowanych zadań komunikacyjnych. Pozwala również na połączenie użytkowników z obiektami w sieci Internet. 372

9 MECHANIK 7/2013 Egzekutor paneli graficznych (ExEPanFM.exe) program do niezależnego uruchamiania końcowych paneli graficznych (operatorskich). Przeglądarka wykresów (PokWykr.exe) program do graficznej prezentacji i analizy plików danych zapisanych w formacie tekstowym, odczytanych z zasobów archiwalnych sterowników. Panel zbierania danych dla obiektu Feniks panel operatora pozwalający na uruchomienie procesu odczytu i rejestracji danych z podłączonego sterownika PLC. Panel pozwala na podgląd danych w czasie rzeczywistym oraz po procesie rejestracji wycinka danych. Umożliwia ponadto wybór, jaka część danych zostanie zapisana do pliku. Rys. 7. Okno kontroli i odczytu danych zarejestrowanych z odbiorników 373

10 LITERATURA [1] Machowski B., Motyl K.: Analiza możliwości opracowania przelicznika dla systemu artyleryjskiego na podstawie równań ruchu pocisku, Biuletyn WAT, Warszawa, [2] Machowski B., Motyl K.: Model matematyczny przelicznika dla systemu artyleryjskiego na podstawie przestrzennego ruchu pocisku, Materiały VIII Konferencji Naukowej Sterowanie i regulacja w radiolokacji i obiektach latających, Jelenia Góra, [3] Machowski B., Motyl K.: Efekty dynamiczne sterowania impulsowego małym pociskiem, Materiały IV Szkoły Komputerowego Wspomagania Projektowania, Wytwarzania i Eksploatacji, Jurata, [4] Machowski B., Motyl K., Paszula J., Zygmunt B.: Doświadczalne badania procesu gazodynamicznego sterowania obiektem, XIV Konferencja Naukowo-Techniczna Problemy Techniki Uzbrojenia, Rynia, 2005, s [5] Machowski B., Motyl K.: Badania teoretyczne i doświadczalne wpływu impulsu sterującego na tor lotu pocisku rakietowego, VI Międzynarodowa Konferencja Naukowo- -Techniczna CRAAS 2005 Systemy Przeciwlotnicze i Obrony Powietrznej, Kraków, 2005, s [6] Machowski B., Motyl K.: Analiza wpływu zakłóceń na tor lotu 122 mm wirującego pocisku rakietowego, VIII Międzynarodowa Konferencja Naukowa: Naukowe Aspekty Techniki Uzbrojenia i Bezpieczeństwa, Pułtusk, 2010, s [7] Machowski B., Motyl K.: Analiza wpływu zakłóceń na tor lotu 122 mm wirującego pocisku rakietowego, Problemy mechatroniki: uzbrojenie, lotnictwo, inżynieria bezpieczeństwa, nr 4(6), 2011, s