Оценка усредненной истиной высоты

Такая оценка необходима при решении задач управления полетом на малых высотах при посадке, контроле газовых и нефтяных трубопроводов, геологической разведке и так далее. С этой целью рассмотрим схему комплексирования вертикального канала ИНС, радиовысотомера и системы воздушных сигналов типа СВС (рис. 4).

Рисунок 4. Схема комплексирования ИНС, РВ, СВС

Сведем все сигналы в систему отсчета абсолютной высоты:

(3)

где , , - выходные сигналы соответствующих измерителей;

- истинная абсолютная высота полета;

и - ошибки, которые изменяются медленно;

- высота рельефа местности;

- шум РВ.

Схема, представленная на рис. 4, имеет два выхода, сигналы с которых и образуются за счет комплексной обработки информации РВ и ИНС – для и РВ и СВС – для . В операторной форме оценка выходов 1 и 2:

.

(4)

Согласно (4) оценки и - это оценки истинной высоты относительно усредненного рельефа местности, поскольку высота рельефа фильтруется апериодическим звеном.

Основным выходным сигналом является сигнал . В случае отказа ИНС используется сигнал . При отказе РВ контакты по схеме переключаются в положение 2. На выходе интегратора 2 запоминается усредненная высота рельефа местности (совместно с ошибкой ), и сигнал поступает вместо сигнала РВ в верхнюю часть схемы для компенсации ошибок вертикального канала ИНС. Так обеспечивается высокий уровень функционального резервирования измерителей высоты.

Таким образом, из приведенных выше примеров следует, что во время синтеза комплексной системы измерения параметров движения ЛА важным есть выбор схемы комплексной обработки информации измерителей, а также определение параметров комплексной системы (коэффициентов усиления, постоянных времени и так далее).

Определение координат местоположения ла

Для решения навигационных задач принимается модель движения центра масс ЛА в прямоугольной системе координат:

,

(5)

где , - координаты местоположения ЛА;

, - скорость смены координат в направлении осей и .

Таким образом, текущие координаты местоположения ЛА могут быть получены путем интегрирования (5) при условии и :

(6)

В том случае, если за навигационную систему координат используется правая ортодромическая система координат, единая для всего района полетов, то уравнение (6) будет иметь вид:

(7)

где - ортодромический курс ЛА;

- радиус Земли.

Реализация модели (5) осуществляется в ПНК при помощи ВЧУ (аналогового или цифрового). В остальных случаях решаются такие уравнения:

или (8)

,

где и - координаты местоположения ЛА на шаге вычислений;

- длительность цикла вычислений и зависит от условий полета и типа БЦВМ.

В случае использования для счисления пути геоцентрической системы координат математическая модель движения ЛА, используемая в БЦВМ, имеет вид ,

где - истинный курс ЛА.

В современных навигационных комплексах используют следующие режимы счисления пути:

• инерциальный;

• инерциально-доплеровский;

• курсо-воздушный.

Основным режимом является инерциальный или инерциально-доплеровский. Курсо-воздушный режим (курс – от КС или ИНС, воздушная скорость – от СВС) рассматривается как резервный.

Уравнения оценки ошибки в определении координаты Х местоположения ЛА инерциальным способом имеет вид:

,

где - начальная ошибка выставки ИНС по координате Х;

- начальная ошибка выставки ИНС по скорости;

- начальная ошибка выставки гироплатформы ИНС;

- ошибка измерения ускорения ЛА акселерометра;

- угловая скорость дрейфа гироплатформы;

- ускорение свободного падения;

- частота Шулера.

Аналогичное уравнение оценки ошибки определения координаты У. Таким образом, в общем случае ошибка в определении координат местоположения ЛА с помощью ИНС состоит из 4-х составляющих:

• 1-я – постоянной;

• 2-я – колебательная с периодом Шулера;

• 3-я – колебательная с периодом Шулера;

• 4-я – увеличивающаяся со временем и моделируемая колебаниями с периодом Шулера.

Если преимущества ИНС очевидны – высокая помехозащищенность, автономность, то система ИНС-ДИСС имеет некоторые недостатки.

Современные ДИСС обеспечивают высокую точность измерения проекции скорости полета в направлении излучения . Но сохранение такой точности задача чрезвычайно сложная из-за пересчета измеренных составляющих путевой скорости по оси системы координат счисления пути. Рассмотрим схему алгоритма такого пересчета.

ДИСС имеет 3 или 4 измерительных луча, ориентированных под фиксированными углами относительно плоскости антенной системы. Доплеровские частоты совместно с информацией о характере отражающей поверхности (поправка ) является выходными сигналами ДИСС, согласно которым в БЦВМ осуществляется вычисление составляющих скорости ЛА в проекциях на оси системы координат, связанной с антенной системою ДИСС, то есть , , (рис. 5).

Рисунок 5 Система пересчета составляющих скоростей с ДИСС

в составляющие систему координат ИНС

Здесь: - частота передатчика;

-углы установки лучей;

- алгоритм учета погрешностей ДИСС;

- алгоритмы пересчета составляющих путевой скорости на оси, связанные с корпусом гироплатформы ИНС;

- ошибки взаимной ориентации ДИСС и ИНС;

- алгоритм пересчета скоростей от связанной системой координат с корпусом гироплатформы в составляющие путевой скорости, например, относительно инерциальной или стартовой системы координат;

- углы, измеряемые ИНС.

Современные ДИСС измеряют путевую скорость в диапазоне 150…2500 км/час, угол сноса и на высотах 15…20000 м. Заметим, что при маневрировании, наборах высоты, крена и тангажа точности измерении и низкие.

Как упоминалось, резервной системой является курсо-воздушная система счисления координат местоположения ЛА.

Составляющие путевой скорости ЛА и в случае воздушного счисления и правой ортодромической системы координат (рис. 6) могут быть определены так:

где - воздушная скорость ЛА (измеряется системой СВС);

- ортодромический курс ЛА (измеряется курсовой системой);

- скорость ветра;

ортодромическое направление ветра.

Рисунок 6

Характерные значения точности счисления пути для различных режимов работы ПНК, которые, как правило, приводятся в виде линейных зависимостей среднеквадратичного отклонения (СКО) круговой ошибки от пройденного пути или времени полета , то есть или приведены в табл.1.

Таблица 1

Режимы счисления		Ошибка (СКО)
Курсо-воздушный
Инерциально-доплеровский
Инерциальные	Грубые ИНС
	Средний класс ИНС
	Прецизионные ИНС