2.4. Инструментальные погрешности навигационных автоматов
Инструментальные погрешности навигационного автомата зависят от инструментальных погрешностей его составных частей. Причинами появления инструментальных погрешностей являются:
изменение напряжения сети, питающей навигационный автомат;
изменение температуры окружающей среды, при этом изменяются сопротивления схемы, магнитные потоки в электродвигателях, упругие свойства мембран датчика скорости, трение в опорах подвижных деталей, линейные размеры деталей и т. д.;
изменение моментов нагрузки на осях интегрирующих электродвигателей; момент нагрузки состоит из суммы моментов трения осей редуктора, приведённых к оси двигателя, и самого двигателя;
изменение входных и выходных сопротивлений элементов вычислительного устройства.
Доплеровские вычислительные комплексы
Примером подобной системы является отечественная система воздушного счисления пути АНУ-1 (автоматическое навигационное устройство), где в качестве одного из датчиков используется радиолокационный доплеровский измеритель путевой скорости и угла сноса (ДИСС). В отличие от навигационного индикатора типа НИ-50 параметры ветра в АНУ-1 учитываются автоматически, поскольку в основном режиме используется информация непосредственно о путевой скорости от ДИСС.
Вектор путевой скорости (рис. 5) равен векторной сумме вектора истинной воздушной скорости воздушной скорости и вектора скорости ветра :
.
Проекция суммы векторов на любую ось равна сумме проекций слагаемых векторов на ту же ось, тогда
|
(39) |
;
,
где
,
,
– проекции
соответствующих векторов на ось
Х;
,
,
– проекции
соответствующих векторов на ось
.
Уравнения (39) можно записать в следующем виде:
|
(40) |
;
.
где – курс самолёта;
– угол
сноса;
– угол карты.
Рисунок 5 Навигационный треугольник скоростей
Рассмотрим режимы работы АНУ-1.
В режиме доплеровского счисления пути текущие координаты местонахождения самолёта определяются из уравнений:
|
(41) |
;
.
где , – начальные координаты исходного пункта маршрута (ИПМ).
В этом режиме определяются и «запоминаются» составляющие скорости ветра:
|
(42) |
;
Если информация от доплеровского измерителя не поступает, то счисление пути в АНУ-1 в течение некоторого времени производится по данным о воздушной скорости и запомненным значениям составляющих скорости ветра (режим «Память ветра»):
|
(43) |
;
где значения , остаются постоянными, равными вычисленным перед прекращением работы доплеровского измерителя.
Текущие координаты местоположения самолёта определяются интегрированием составляющих , .
АНУ-1 работает и при полном отсутствии информации от ДИСС. В этом случае скорость полёта измеряется датчиком воздушной скорости, а скорость и направление ветра устанавливаются вручную на задатчике. Текущие координаты летательного аппарата определяются из уравнений:
|
(44) |
;
.
Рисунок 6 Структурная схема АНУ-1
Структурная схема навигационного автомата АНУ-1 приведена на рис. 6.
В
режиме счисления пути по путевой скорости
и углу сноса, измеренным с помощью
доплеровского радиолокатора, в
навигационный автомат вводится путевая
скорость
и угол сноса
от
ДИСС
(
)
и истинная воздушная скорость
от датчика скорости (
).
Курс
вводится от курсовой системы (
).
Сигнал
курса
подаётся в сумматор (
),
куда также вводится угол карты
от задатчика (
).
Сигнал по углу сноса
от ДИСС (
)
поступает на сумматор (
),
где суммируется с разностным сигналом
от сумматора
.
На синусно-косинусных преобразователях
(
,
,
,
)
формируются, соответственно, сигналы
,
,
,
,
которые поступают на множительные
устройства (
,
,
,
).
На множительные устройства (
,
)
подаются сигналы путевой скорости, на
множительные устройства (
,
)
– истинной воздушной скорости. На
выходах множительных устройств (
,
,
,
)
формируются сигналы, соответственно,
,
,
,
.
Эти
сигналы поступают на устройства памяти
(
,
),
где вычисляются и запоминаются значения
составляющих скорости ветра
,
.
Сигналы
,
поступают
на интегрирующие двигатели (
,
).
В
результате интегрирования составляющих
путевой скорости и ввода координат
исходного пункта маршрута
(
,
)
на
указателях (
,
)
получаем
координаты летательного аппарата
.
Если ДИСС прекращает работу, АНУ-1 переходит в режим «Память ветра». В этом режиме составляющие воздушной скорости , с множительных устройств ( , ) поступают на интеграторы ( , ). Одновременно на интеграторы подаются сигналы по составляющим , с запоминающих устройств ( , ). На входах интеграторов действуют сигналы
,
после
интегрирования на указателях (
,
)
получаем
координаты местоположения летательного
аппарата
.В автономном режиме на интеграторы ( , ) поступают составляющие и . Скорость ветра вводится задатчиком (
),
направление
ветра навигационное –
задатчиком
(
),
угол
карты –
задатчиком
(
).
Функции
)
и
формируются
на синусно-косинусных потенциометрах
(
,
)
и
подаются на множительные звенья (
,
);
с
выходов этих звеньев сигналы по
составляющим скорости ветра
,
поступают
на интеграторы (
,
).
На
входах интеграторов сигналы суммируются
,
.
В
автономном режиме АНУ-1
работает
подобно НИ-50.
Технические характеристики АНУ-1:
диапазон высот – от 0 до 20 км;
истинных воздушных скоростей – от 200 до 1100 км/час;
скорости ветра – от 0 до 200 км/час;
путевых скоростей – от 0 до 1100 км/час;
инструментальная погрешность в основном режиме – не более 2,5%, в автономном режиме – не более 5,5%.
Упрощённая
структурная схема навигационной
системы с микропроцессорным вычислителем
приведена
на рис. 7,
где
на входы
и
подаются
напряжения с датчиков первичной
информации. По такой структуре могут
быть построены и навигационные автоматы.
В навигационном индикаторе местонахождение
летательного аппарата определяется
путём решения уравнений (11,
12), где
необходимо выполнять операции
интегрирования. В микропроцессорных
системах осуществляется численное
интегрирование (например, методом
прямоугольников, трапеций, Симпсона).
Рисунок 1 Упрощенная структурная схема микропроцессорной навигационной системы
– аналого-цифровой
преобразователь;
– электронная
вычислительная машина;
– система отображения
информации и управления
Так
как, в цифровой навигационной системе
опрос датчиков и обработка информации
осуществляются в дискретные моменты
времени, будем рассматривать её состояние
в моменты времени
(
)
через интервал
(см. рис. 8, где
– подинтегральная
функция).
Рисунок 8 Интегрирование методом прямоугольников
Считаем,
что за промежуток времени
навигационные
элементы (
)
не меняются, тогда для интегрирования
методом прямоугольников уравнения (11,
12) преобразуются
следующим образом:
|
(45) |
;
;
;
.
Запуск программы на опрос датчиков и цикл вычислений производятся в моменты времени с периодом следования (см. рис. 8). Значение не должно быть меньше времени опроса датчиков и обработки информации. Максимальное значение зависит от допустимой погрешности определения координат места летательного аппарата.
-
Специальность:
Системы аэронавигационного обслуживания
Дисциплина:
Системы навигации объектов АРКТ
Курс, семестр, уч. год:
5, весенний (10), 2013/2014
Кафедра:
301 – СУЛА.
Руководитель обучения:
Профессор, к.т.н. Суббота Анатолий Максимович