книги из ГПНТБ / Селезнев В.П. Инерциальная навигация летательных аппаратов

подаются в интегрирующие приводы с передаточными функциями

лы поворота генераторов, вращаемых двигателями Д 1г и Д 1г, про­ порциональны интегралам по времени от ускорений. Следователь­ но, углы поворота щеток потенциометров П, г и П,г и снимаемые с них напряжения пропорциональны составляющим абсолютной скорости полета Vх и Vг. Эти напряжения подаются на моментные двигатели гироскопов k.,x и к,.Лх, в результате чего скорости прецес­ сии гироскопов Гд и Гг равны составляющим скорости поворота местной вертикали. Схема исключения переносного вращения Зем­ ли может быть построена в соответствии с первым или вторым спо­ собом. Напряжение, пропорциональное 1/кд., подается в суммирую­ щий магнитный усилитель МУ,, который одновременно является усилителем интегрирующего привода Г.,д- Д 2д. Генератор Г2д вы­ рабатывает напряжение, пропорциональное сумме сигналов Vх и VhX, а угол поворота двигателя Д2д, вращающего генератор Г2д, со­ ответствует пройденному расстоянию , . изм. Величина Л'.з,,, исполь­ зуется также и для получения компенсационных сигналов VKxw VKZ.

лучаемым с выхода первого интегратора——. Интегрирующий при-

Р

вод Г2г—Дг*,.управляемый усилителем МУг, дает на выходе угол поворота оси двигателя Д2г и генератора Г2г, соответствующий пройденному расстоянию Z„3V. Для уменьшения погрешностей на­ пряжение питающей сети должно быть стабилизировано с высокой точностью. Однако суммарные погрешности аналоговых счетно-ре­ шающих устройств могут быть велики, в результате чего рассмот­ ренный гироориентатор может быть использован для летательных аппаратов малого радиуса действия.

Гироплатформа стабилизируется в азимуте курсовым гироско­ пом Гу. Этот гироскоп может корректироваться в азимуте от еди­ ной курсовой системы летательного аппарата, для чего предусмот­ рен двигатель коррекции Д3у и сельсин Су обратной связи с курсо­

вой системой. Силовая разгрузка платформы от внешних возмуще­ ний осуществляется электродвигателями ДРд, Дру, Дрг , управляе­

мыми сигналами индуктивных датчиков Сд, Су, Сг, реагирующих на отклонения осей гироскопов от заданных положений.

Кинематическая схема гироинерциального ориентатора с гиро­ скопическим стабилизатором, ориентированным по осям инерци­ альной системы координат, представлена на фиг. 2.22. Стабилизи­ рованная платформа 7 удерживается так, что одна из его осей совпадает с осью мира, а две другие оси лежат в плоскости небесного экватора. Акселерометры h N и Ая удерживаются

105

в двухступенном подвесе 1, 2 и измеряют ускорения в направлении севера и востока.

Сигналы акселерометров интегрируются интегрирующими при­ водами, состоящими из генераторов Г,5, Гк электродвигателей Д,$,

и генератор Г2е которого связаны через редуктор с осью вращения

лем Д2 составляет делительное устройство. Выходное напряжение, снимаемое с потенциометра П,с и пропорциональное абсолютной путевой скорости полета в восточном направлении, делится на costf.

Фиг. 2.22. Гироориентатор с гироскопическим стабилизатором, ориентированным по осям инерциальной системы координат

Результат этого деления в виде напряжения на щетке потенциомет­ ра П2 подается на интегрирующий привод, двигатель Д>, и гене­ ратор Гх которого укреплены на оси 5 гиростабилизатора 6. Дви­

106

гатель Д>. поворачивает втулку 4 на угол, равный изменению дол­ готы /.. Рама 2 жестко укреплена на втулке 3, которая может вра­ щаться относительно втулки 4. Учет угла поворота Земли ш31 про­ изводится двигателем Д ,, который с помощью сигналов от часо­ вого механизма Т поворачивает втулку 3 относительно втулки 4 на угол 1. В результате этого полный угол поворота платформы с акселерометрами вокруг оси мира равен X -f o>3z. Углы поворота а и ). с помощью дистанционной передачи передаются в указате­ ли координат местонахождения. Гироскопы Г1, Г2, Г3 — силовые и управляют разгрузочными двигателями Ди Д 2, Дз с помощью ин­ дуктивных датчиков мь М2, м3 и вычислителя разгрузки, который посредством синусных устройств Сь С2, С3 распределяет сигналы на двигатели, пропорциональные составляющим момента нагрузки. Счетно-решающее устройство вычислителя разгрузки более слож­ ное, чем в схеме на фиг. 2.20. Двигатели Д к,. Дк..; Дк, коррекции гироскопов используются для начальной выставки и для устране­ ния уходов гироскопов при наличии внешней навигационной ин­ формации.

Возможны другие варианты кинематических схем гироориентаторов.

Как известно, силовые гироскопы не отличаются малыми ухо­ дами. Возможно построение гироориентатора, у которого имеется двойной комплект гироскопов. Точные гироскопы (например, по­ плавковые) с малым уходом корректируют уходы более грубых силовых гироскопов. Последние участвуют в схеме силовой стаби­ лизации гироплатформы.

Акселерометры управляют через интеграторы точными гиро­ скопами. Благодаря такому сочетанию грубых и точных гироско­ пов, могут быть достигнуты малые уходы гироскопов при сохране­ нии ими функций силовых стабилизаторов.

Возможны системы гироориентаторов, основанных на примене­

внутреннем карданном кольце 4 посредством нитей 9, которое в свою очередь прикреплено к внешнему контейнеру 6 с помощью нитей 3. Питание гироскопа подводится через безмоментные спиральные токоподводы 5. Контейнер 6 заполнен жидкостью 7. Подъемная сила поплавка полностью компенсирует вес гироузла. Путем балан­ сировки почти полностью исключаются возмущающие моменты, действующие на гироскопы. Астатический гироскоп стремится со­ хранить неизменным положение своей оси в пространстве. Любое изменение положения контейнера и вместе с ним стабилизирован­ ной платформы 9 и платформы с акселерометрами A N и А Е вы­ зывает небольшое закручивание нитей карданного подвеса. Дат­ чики рассогласования щ, и2, ы3> расположенные на стенках контейнеров, измеряют углы отклонения стабилизированной плат­

107

устройств Ci, С2, Cf, управляет двигателями обработки Д ь Д 2 Д з Следящая система автоматически удерживает стабилизированную платформу в согласованном положении с гироскопами. В осталь­ ном схема вычисления координат местонахождения может совпа­ дать, например, с фиг. 2.16. Двигатели Д ¥, Д, и Д шотрабатывают соответственно шпроту, долготу и угол поворота Земли.

Фиг. 2.23 Гироориентатор с двумя свободными гироскопами, ориентиро­ ванными по инерциальной системе координат

Азимутальный гироскоп может быть выполнен в виде гироком­ паса. Для устранения скоростной погрешности гироскопа (ось гиро­ скопа устанавливается в направлении результирующего вектора угловой скорости Земли и летательного аппарата вокруг Земли) вводится коррекция, исключающая отклонения гирокомпаса вслед­ ствие скорости движения летательного аппарата.

Счетно-решающее устройство гироориентатора выполняет функции интегрирования ускорений и скоростей, а также ряд до­ полнительных задач, связанных с демпфированием колебаний вер­ тикали, компенсации погрешностей и вычисления координат место­ нахождения.

§ 2.9. ИНСТРУМЕНТАЛЬНЫЕ ПОГРЕШНОСТИ ГИРОИНЕРЦИАЛЬНЫХ ОРИЕНТАТОРОВ

Инструментальные погрешности ориентатора могут быть вы­ званы погрешностями акселерометров, интеграторов, приводов, дистанционных передач, счетно-решающих устройств и гироскопов.

108

Погрешности гироинерциальных ориентаторов, вызванные уходами гироскопов

Моменты трения в осях подвеса гироскопов и моменты несба­ лансированности могут вызвать погрешности инерциальной верти­ кали и азимутального стабилизатора. Кроме того, возмущающие моменты вызывают погрешности в измерении скорости и пройден­ ного расстояния. Для оценки погрешностей воспользуемся струк­ турной схемой на фиг. 2.24. Из этой схемы следует, что на вход гиро­ скопа, изображенного интегрирующим ззеном 1/Нр, подается сумма сигналов: момент Л4Д, пропорциональный первому интегралу от ускорений по времени, и возмущающий момент Л*„, вызванный

Ф и г. 2.24. Структурная схема канала гироориентатора с уче­ том возмущающих моментов

трением и разбалансировкой. Поскольку в данном случае методи­ ческими погрешностями пренебрегаем, то измеренное акселеромет­ ром ускорение представляем в виде + p V x, где Vx — абсо­ лютная скорость. В соответствии со структурной схемой получим следующее уравнение:

После преобразования, с учетом условия инвариантности k l k.2k4

~ Н ~

_1_ будем иметь:

Я

Полагая, что передаточные числа выходной цепи подобраны ид условия &1&2&3 ’= 1, запишем величину погрешности в измерении пройденного расстояния:

109'

Из выражения (2.42) следует, что погрешность в измерении коор­ динат местонахождения имеет две составляющие:

— погрешность АЛ', = шг Rt, численно равную длине дуги, опи­ санной концом радиуса Земли, движущегося с угловой скоростью <ог ухода гироскопа;

— погрешность АХ 2^ R — sin “>оt - вызванную возмущающим

“>о

действием момента Мв на инерциальную вертикаль.

Эта погрешность аналогична погрешности инерциальной си­ стемы, на вход второго интегратора которой подается ошибка в из­ мерении скорости, равная AV ь- А>шг. Так, например, при а>г•= 2° за один час полета получим погрешность АЛ', = 222 км и ампли­ туду колебаний погрешности ДЛ2, равную 26',7. Из этого следует, что одним из условий создания гироинерциальных систем навига­ ции является получение гироскопов с малым уходом.

Рассмотрим условия работы гироскопов в горизонтальных гиростабилизаторах и стабилизаторах, ориентированных по осям инерциальной системы координат. В гиростабилизаторах первого вида гироскопы сохраняют свое положение практически неизменным в горизонтальной плоскости. В результате этого несбалансирован­ ность гироскопов меняется в малых пределах и в основном за счет горизонтальных ускорений. В гиростабилизаторах второго рода гиро­ скопы сохраняют неизменным свое положение относительно инерци­ ального пространства и поворачиваются относительно поля силы тя­ жести. В результате этого возникают дополнительные моменты не­ сбалансированности, вызванные упругими деформациями подвеса гироскопа от составляющих сил тяжести.

Рассмотрим это явление более подробно. Предположим, что гироблок ориентатора наклонился относительно поля тяжести на углы рг и бг (фиг. 2.25,а). Составляющие силы веса Q по осям

Эти силы вызывают упругие деформации опор подвеса гироскопа. Возьмем гироскоп с наиболее распространенным расположением осей подвеса (фиг. 2.25,6). Полагая упругие деформации 1г , в направлении осей Х\, у\, Z\ в пределах закона Гука, можем за­ писать

где kx, ky, kz — коэффициенты жесткости, мм/кг.

110

ции, старения материалов и других причин. В результате этого про­ исходит нарушение основного условия инвариантности

kl k2kx • . ■k„ — = О, R

где k\, k2, *3...*„ — передаточные коэффициенты; /?' — радиус Земли.

Допустим, что произошло следующее изменение коэффициен­

по сравнению с единицей и могут иметь различные знаки. Пренеб­ регая величинами второго порядка малости, получим следующее изменение условия инвариантности:

Нарушение условия инвариантности может вызвать погрешность инерциальной вертикали, величина которой находится из уравнения

где V — ускорение движения летательного аппарата.

Изменение V может происходить по самым различным зако­ нам, что затрудняет решение задачи в общем виде. Наихудшие ус­ ловия для работы вертикали возникают при взлете самолета, изме­ нении скорости ветра на маршруте и посадке. Для всех этих слу­ чаев можно приближенно допустить, что изменение скорости про­

где Т1 — постоянная времени.

Погрешность недемпфированной вертикали может быть найде­

112