
- •Конспект лекций по дисциплине «Бортовые вычислительные комплексы навигации и самолетовождения
- •Содержание
- •Лекция №1-3
- •План лекции:
- •Введение
- •Геонавигационная информация
- •2.1 Форма Земли
- •2.2 Движение Земли
- •2.3 Основные географические точки, линии и круги на земном шаре
- •2.4 Направления на земной поверхности
- •Ортодромия и локсодромия
- •2.7 Курс летательного аппарата
- •Небесная сфера
- •3.1 Экваториальная система небесных координат
- •3.2 Кульминация светил
- •3.3 Измерение времени по движению небесных светил
- •3.4 Преобразование небесных координат
- •3.5 Астрономические расчетные пособия
- •Лекция №4 – 7
- •План лекции:
- •Астрокомпасы
- •Принцип действия горизонтального астрокомпаса
- •Астрономический компас дак-дб, назначение, технические данные, устройство
- •Фотоследящая система астрокомпаса
- •3.3 Схема выработки креповой поправки
- •3.4 Схема выработки истинного курса
- •3.5 Принцип действия экваториального астрокомпаса
- •Методы астрономической ориентировки
- •5. Автоматические секстанты
- •Астроориентаторы горизонтальной системы координат
- •Лекция № 8 – 13
- •План лекции:
- •Введение
- •Радиодальномеры
- •2.1 Фазовый радиодальномер
- •Частотный радиометр
- •Импульсный радиодальномер
- •Разностно-дальномерные гиперболические навигационные устройства
- •Радионавигационные устройства определения углового положения летательного аппарата
- •3.1 Фазовый радиомаяк
- •Фазовый радиомаяк
- •Амплитудные радиопеленгаторы
- •Амплитудно-фазовые радиопеленгаторы
- •4. Азимутально-дальномерная система ближней навигации
- •4.1. Дальномерный канал
- •4.2. Угломерный канал
- •5. Доплеровские измерители путевой скорости и угла сноса (дисс)
- •5.1. Навигационный треугольник скоростей
- •5.2. Методы построения доплеровских измерителей путевой скорости и угла сноса
- •Лекция № 14 – 16
- •План лекции:
- •2. Погрешности навигационных автоматов
- •2.1. Погрешности, вызванные неполным учетом параметров ветра
- •2.2. Погрешности навигационных автоматов, вызванные погрешностями определения вектора истинной воздушной скорости
- •2.3. Погрешности навигационных автоматов, вызванные погрешностями определения курса
- •2.4. Инструментальные погрешности навигационных автоматов
- •Доплеровские вычислительные комплексы
- •Лекция № 17 – 18
- •План лекции:
- •Понятие вертикали Земли
- •Основные вопросы практического осуществления системы инерциальной навигации
Понятие вертикали Земли
Знание направления вертикали позволяет решать важнейшие навигационные задачи. Особенности формы Земли, её вращения и распределения поля тяготения усложняют задачу определения вертикали. Вполне естественно предположить, что вертикаль должна проходить через центр Земли. Именно такую вертикаль, совпадающую с направлением геоцентрического радиус-вектора, называют геоцентрической вертикалью (1), рис. 1,а. Угол между направлением геоцентрической вертикали и плоскостью земного экватора называют геоцентрической широтой .
Линия, совпадающая с направлением поля тяготения, образует гравитационную вертикаль (2), рис. 1,б. Угол между направлением гравитационной вертикали и плоскостью земного экватора называют гравитационной широтой . Вследствие отклонения фактической формы Земли от шарообразной, гравитационное поле Земли не является радиальным.
а) |
б) |
в) |
Рисунок 1 Направление вертикалей, виды широт
Результирующий
вектор силы притяжения Земли
центробежной силы
,
возникающей из-за суточного вращения
Земли, составляет вектор силы тяжести
.
Отвес, точка подвеса которого неподвижна
или движется без ускорения относительно
Земли, устанавливается по направлению
поля сил тяжести. Это направление принято
считать вертикалью
места
(3), рис. 1,в. Угол между линией отвеса и
экваториальной плоскостью называют
географической широтой
.
Широты , , связаны между собой соотношениями (5,6).
|
(5) |
где
–
эллиптичность (сжатие) Земли,
при
разность между
и
максимальна, достигает 11,5'.
|
(6) |
Основные вопросы практического осуществления системы инерциальной навигации
Инерциальные навигационные системы (ИНС) - это такие технические средства, которые позволяют определять непосредственно на движущемся объекте его координаты и вектор путевой скорости в результате измерения и интегрирования ускорений, действующих на него во время движения. Измеряемые ускорения отнесены к инерциальной системе координат. На рис. 2 приведена схема такого измерительного устройства для простейшего случая движения в горизонтальной плоскости.
На летательном аппарате установлены маятниковый акселерометр и два интегрирующих вычислительных устройства. Акселерометр выдаёт электрический сигнал, пропорциональный ускорению ЛА. Напряжение с выхода каждого интегратора пропорционально интегралу входного напряжения. Устройство, показанное на рис. 2, позволяет измерять ускорения лишь в одном направлении. Используя акселерометры, ориентированные по трём осям пространственной системы координат, можно измерять относительно какой-либо системы координат, связанной с инерциальным пространством (например, относительно «неподвижных» звёзд), вектор путевой скорости и координаты летательного аппарата при его поступательном перемещении на плоскости в любом направлении. Переход к неинерциальной системе координат, связанной, например, с Землей, осуществляется с помощью вычислительных устройств.
а) |
б) |
в) |
Рисунок 2 Структурная схема простейшей ИНС:
а) в состоянии покоя; б) движения с ускорением; в) движения с постоянной скоростью; 1 – датчик ускорения объекта; 2 – первый интегратор; 3 – второй интегратор
ИНС обладает всеми преимуществами автономного средства самолётовождения (не демаскирует летящий самолёт, не зависит от видимости земной поверхности и небесной сферы и т. п.). Система пригодна как для дальней, так и для ближней навигации, т. е. в принципе – для всех летательных аппаратов. Идея создания ИНС предлагалась уже давно. Однако отсутствие технических возможностей не позволяло создать работоспособную систему, так как инерциальные системы требуют приборов особо высокой точности, чтобы получить приемлемые результаты.
Акселерометр
одинаково реагирует на ускорение,
возникающее при его движении вместе с
летательным аппаратом, и на гравитационное
ускорение. Постоянный наклон платформы
с акселерометрами по отношению к
горизонту (невыдерживание вертикали)
на угол в 1 миллирадиан (3,4') приводит к
ошибке (за счёт интегрирования составляющей
ускорения силы тяжести в
)
примерно в 65 км за 1 час полёта.
Ошибка измерения пройденного пути из-за погрешности измерения ускорения растёт в этом случае пропорционально квадрату времени действия системы. Обычно ориентация платформы с акселерометрами в неподвижном пространстве осуществляется с помощью гироскопов, к точностным характеристикам которых предъявляются очень жёсткие требования. Поэтому ИНС применялись лишь на таких объектах, где время их работы исчислялось несколькими минутами, например, на баллистических ракетах (на активном участке полёта). На германских ракетах ФАУ-2 акселерометры применялись для определения предельной скорости полёта на активном участке с целью выключения двигателя в нужный момент.
При разработке достаточно точных ИНС для воздушной навигации необходимо, в первую очередь, решить следующие основные задачи:
создание на летательном аппарате точной вертикали;
материализация и сохранение в процессе полёта летательного аппарата неподвижной (инерциальной) системы координат.
Известно, что задача определения вертикали на движущемся объекте весьма сложна. Уровни и маятники дают «кажущуюся» вертикаль, направленную по равнодействующей силы тяжести и сил инерции от ускорений, действующих на объект. Такая вертикаль сильно возмущаема и непригодна для применения в ИНС. Осреднение отклонений вертикали с помощью гироскопа на высокоскоростных летательных аппаратах невозможно из-за действия длительных и больших ускорений, а также из-за уходов гироскопов. Поэтому необходимы другие средства для создания невозмущаемой ускорениями летательного аппарата вертикали.
Что касается материализации неподвижной (инерциальной) системы, или сохранения начала отсчёта в абсолютной системе координат, т. е. постоянного направления в пространстве, то эта задача может быть решена с помощью гироскопов с ничтожно малым уходом, или телескопов, автоматически устанавливаемых в направлении выбранных звёзд.
Создание достаточно точной и невозмущаемой вертикали, равно как и технических средств для измерения вектора путевой скорости и координат места, возможно лишь при условии совмещения процессов измерения ускорений и построения точной вертикали.
Рассмотрим
движение летательного аппарата в одной
плоскости вокруг «неподвижной» Земли,
имеющей форму шара (рис. 3,а). На
горизонтальной платформе поместим
акселерометр (рис. 3,б) – сейсмическую
массу 2, удерживаемую в горизонтальном
направлении пружинами 3. При воздействии
ускорения «а» масса 2 передвигается в
направлении, обратном действию ускорения.
Масса 2 перемещается по направляющей
4. Выходной сигнал, пропорциональный
ускорению (
),
снимается с потенциометра 5, щётка
которого связана с массой 2.