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

Диапазон измеряемых ускорений определяется диапазоном из­ менения ускорений летательного аппарата. Для самолетов макси­ мальная величина ускорений ата„ возникает при взлете и пилотаж­ ном маневрировании и достигает величины единиц g.

Краткость измеряемого ускорения

Для самолетов т = (1 : 5) Ю4, для ракет может быть на целый порядок выше.

Требования к интеграторам ускорений и скоростей. Чувстви­ тельность интегратора и краткость интегрирования должны соответ­ ствовать чувствительности и краткости измерения акселерометра.

Интеграторы, работающие в незамкнутой схеме (вторые инте­ граторы гироинерциального ориентатора с горизонтальным гиро­ стабилизатором), должны иметь повышенную точность, что является

недостатком этих ориентаторов.

Если передаточная функция выходного интегратора равна h

Р

и коэффициент изменился на величину Д&4, то погрешность инте­

грирования будет равна | Дk^f{t\d t, где f(t) — входной сигнал. o'

В данном случае входной сигнал пропорционален абсолютной скорости полета: f(t) = k\V, а погрешность в измерении расстояний

непрерывно возрастает с течением времени. Относительная вели-

чина —4- допускается порядка десятых или сотых долей процента.

^4

Требования к гироскопам. В гироинерциальных ориентаторах с горизонтальными гиростабилизаторами требования к стабиль­ ности кинетического момента гироскопа и характеристик двигателя коррекции совпадают с требованиями к акселерометрам и интегра­ торам. При точности измерения координат около Г стабильность кинетического момента должна составлять 0,2 — 0,3% от номи­ нального значения. В связи с этим гироскопы должны быть с син­ хронным приводом и стабилизированной частотой питания.

В гироинерциальных ориентаторах с гироблоком, неподвиж­ ным относительно инерциальной системы координат, гироскопы играют роль стабилизаторов. Кинетические моменты гироскопов не входят в состав передаточных чисел инерциальной вертикали. Изменение кинетического момента не вызывает нарушения условия инвариантности по отношению к ускорениям движения. Это являет­ ся весьма существенным преимуществом такого рода гироинерци­ альных ориентаторов по сравнению с ориентаторами, имеющими горизонтальные стабилизаторы.

114

Требования к точности зубчатых передач, редукторов и элек­ трических дистанционных передач должны быть такими, чтобы по­ грешности этих элементов конструкции не превосходили некоторой доли допустимой погрешности вертикали. В современных конструк­ циях погрешности этих элементов не должны превышать 1'.

Из рассмотренного следует, что разница между двумя основ­ ными схемами гироинерциальных ориентаторов — с горизонтальным стабилизатором и со стабилизатором, ориентированным по осям инерциальной системы координат, заключается в основном в раз­ личном проявлении инструментальных погрешностей.

В гироинерциальных ориентаторах со стабилизаторами инерци­ альной системы координат, возникают погрешности от ухода гироско­ пов, вызванных наклоном гироблока относительно поля сил тяжести, требования к стабильности кинетического момента гироскопа невы­ сокие, так как изменение его характеристик не вызывает нарушения условия инвариантности. Кроме того, требования ко всем интегра­ торам одинаковые, поскольку все они соединены последовательно

взамкнутой цепи инерциальной вертикали.

Вгироинерциальных ориентаторах с горизонтальными стаби­ лизаторами, с одной стороны, перемещения летательного аппарата не вызывают изменения балансировки гироскопов, а с другой сто­ роны, требования к стабильности кинетического момента гироско­ пов являются весьма высокими, так как изменение характеристик гироскопов вызывает нарушение условия инвариантности. Кроме того, вторые интеграторы, не охваченные обратной связью, долж­

ны обладать повышенной точностью по сравнению с первыми инте­ граторами ускорений.

Техническая реализация гироинерциальных ориентаторов со стабилизаторами инерциальной системы координат для летатель­ ных аппаратов, малой и средней дальностей полета может оказать­ ся более простой по сравнению с гироинерциальными ориентаторамп. имеющими горизонтальные стабилизаторы

§ 2.10 ОДНООСНЫЕ АСТРОИНЕРЦИАЛЬНЫЕ ОРИЕНТАТОРЫ (секстанты)

Астроинерциальные ориентаторы отличаются от гироинерци­ альных ориентаторов тем, что у них стабилизация акселерометров осуществляется фотоэлектрическими следящими системами за не­ бесными светилами. В режиме «памяти», когда отсутствует види­ мость небесных светил, астроинерциальный ориентатор превра­ щается в гироинерциальный ориентатор. Для определения коорди­ нат местонахождения используются такие же методы астрономи­ ческой ориентировки, как и в астрономических ориентаторах.

Но астроинерциальные ориентаторы отличаются от астроориентаторов характеристиками вертикалей: у первых применяются инерциальные вертикали, инвариантные к ускорениям, а у вто­ рых — апериодические или короткопериодические вертикали, воз­ мущаемые ускорениями.

Благодаря органическому сочетанию свойств астрономических и гироинерциальных ориентаторов, астроинерциальные ориентаторы приобрели следующие ценные свойства:

а) высокую точность измерения путевой скорости и координат местонахождения, не зависящую от продолжительности и дально­ сти полета;

б) стабильность показаний при любых ускорениях летательно­ го аппарата;

в) длительную «память» по отношению к пеленгуемым небес­ ным светилам.

Рассмотрим особенности устройства возможных систем одно­ осных астроинерциальных ориентаторов, осуществляющих измере­ ние одной координаты местонахождения или определение линии положения. К числу таких ориентаторов относятся различные аст­ роинерциальные секстанты.

Астропнерциальный секстант на повторителе курсовертикали

Принципиальная схема возможного устройства секстанта представлена на фиг. 2.26. Фотоэлектрическое следящее устройство

Ф и г. 2.26. Принципиальная схема астроинерциальног.) секстанта на повторителе

• курсовертикали

за небесным светилом состоит из телескопа 1 (оптического или ра­ диоастрономического), подвешенного в раме кардана 2, усилите­ ля У], сигналов фотоэлемента, коммутатора (ком) и сервоприводов

трехстепенной карданный подвес. Работа следящих систем повто­ рителя курсовертикали происходит следующим образом. На на­ ружной оси рамы 20, опирающейся на фюзеляж 22 летательного аппарата, имеется автосин 9 и соосно закрепленный двигатель 10. Автосин-приемник 9 и автосин-датчик 17 на оси подвеса гировер­ тикали 15 образуют следящую систему. Рассогласование между рамой 20 и фюзеляжем 22 регистрируется автосинами 9 и 17. Си­ гнал рассогласования автосинов подается на усилитель У2> а затем на двигатель отработки 10. В результате этого рама 20 следит за положением вертикали 15. Аналогично работает следящая система состоящая из автосина-приемника 6, автосина-датчика 16, усилите­ ля Уз и двигателя 7 отработки положения оси 23. В результате этих следящих систем ось 21 удерживается в вертикальном положении. Стабилизация этой оси в меридиане осуществляется следящей си­ стемой, состоящей из автосина-приемника 19, усилителя У* и дви­ гателя отработки 5. На конце оси 21 имеется зубчатая передача, с помощью которой двигатель 4 фотоследящей системы производит отработку телескопа в азимуте относительно оси 21. Точная инер­ циальная вертикаль прикреплена непосредственно на телескопе. Акселерометр 12 подвешен в одностепенном кардане и удерживает­ ся в горизонтальной плоскости с помощью привода 11, угол пово­ рота оси которого относительно телескопа пропорционален двойно­ му интегралу ускорений по времени. Выходные сигналы, пропор­

и второго интеграторов 13 и 14. Повторитель курсовертикали обес­ печивает фотоследящей системе некоторую «память», а также об­ легчает ее работу, развязывая фотоследящую систему относитель­ но фюзеляжа летательного аппарата. В связи с этим следящая система курсовертикали компенсирует угловые отклонения фюзе­ ляжа, а фотоследящая система за светилом устраняет погрешности отработки курсовертикали и учитывает изменения высоты и ази­ мута светила.

Точность навигационных измерений определяется в основном точностью фотоследящей системы и инерциальной вертикали. По­ грешности повторителя курсовертикали играют второстепенную роль.

Автоматический секстант на гироинерциальной вертикали

слежение за небесным светилом С.

117

Инерциальная вертикаль, состоящая из акселерометра 4, инте­ гратора ускорений 5, моментного двигателя 6 и гироскопа 7, удер­ живает платформу 8 с акселерометром в горизонтальной плос­ кости.

Работа инерциальной вертикали ничем не отличается от вер­ тикали на фиг. 2.21.

тельности акселерометра.

Пройденное расстояние в плоскости вертикала светила, изме­

щается в погрешность определения пройденного расстояния. Характерным недостатком ориентатора является малая «па­

мять». Кроме того, фотоэлектрическая следящая система за небес­ ным светилом не участвует в компенсации возмущающих моментов на оси гироскопа инерциальной вертикали.

118

Астроинерциальный секстант

сгоризонтальным гиростабилизатором

Сцелью увеличения «памяти» в ориентаторе на фиг. 2.28 ис­ пользуется двойное управление телескопа 1. Он поворачивается на углы, пропорциональные двойному интегралу по времени от изме­ ренных ускорений, и углы, отрабатываемые фотоследящей си­ стемой.

Если видимость небесного светила прекратится, то телескоп

продолжает сохранять направление на светило за счет сигналов, поступающих на привод 3 с выхода второго интегратора 9.

Работа инерциальной вертикали на данной схеме ничем не от­ личается от работы вертикали на фи". 2 27

Сигнал от фотоэлемента подается в канал отработки телескопа

Ф и г. 2.28. Принципиальная схема секстанта с горизонтальным гиростабилнзатором

Рассмотрим совместную работу фотоследящей системы и инер­ циальной вертикали.

На фиг. 2.29 показано рабочее положение ориентатора, у кото­ рого во время перемещения из точки А в точку В телескоп откло­ нился на угол а, а инерциальная вертикаль — на угол р.

119

стает изменяться. В этом случае погрешность в измерении высоты

Л

в течение длительного времени.

Кроме рассмотренных примеров схем одноосных астроинерциальных ориентаторов, могут быть другие, например, с гироскопами

вфотоследящей системе.

§2.11 О ВЛИЯНИИ ПОГРЕШНОСТЕЙ ФОТОСЛЕДЯЩЕИ СИСТЕМЫ НА ПОКАЗАНИЯ АСТРОИНЕРЦИАЛЬНЫХ ОРИЕНТАТОРОВ

Будем полагать, что фотоследящая система имеет погреш­ ность в плоскости вертикали, равную углу |3Т. Из структурной схе­ мы на фиг. 2.30,я,.на которой угол ,3Г суммируется с переносным углом ^пер, следует

V

где Зпер

Rp

120

Из этого уравнения получим операционное изображение для погрешности инерциальной вертикали:

as

Фи г. 2.30. Определение погрешностей астроинерциальной системы:

« —структурная схема канала астроинерциальной системы с учетом отклонений те­ лескопа: б, а—амплитудно-частотные характеристики

Замечаем, что инерциальная вертикаль астатична по отношению к постоянным угловым скоростям отклонения (ЕЗТ— const). Если колебания телескопа происходят по гармоническому закону вида pr = (31о sin то погрешность инерциальной вертикали можно определить из амплитудно-частотной характеристики (фиг. 2.30,6), построенной по формуле

^<в2

(2.64)

рт0 “>о — ш2

О)

Замечаем, что при----- ^0 отклонение вертикали уменыпает-

<0.,

ся. При о-л-ю,, возникает резонанс. В связи с тем, что колебания телескопа могут иметь широкий спектр частот, вполне возможно появление резонансных колебаний инерциальной вертикали. В свя­ зи с этим в астроинерциальных системах навигации желательно иметь демпфирование инерциальной вертикали.

Погрешность в определении координат местонахождения, вы­ раженная в линейной мере, равна: .

На фиг. 2.30,в представлена амплитудно-частотная характеристика

— = / ^ — j. Замечаем, что приш ^О погрешность навигации

121

стремится к /?рт0• При (о^>ш0 погрешность навигации уменьшает-

приводят к тому, что низкочастотная инерциальная вертикаль не успевает их отрабатывать и поэтому колеблется вместе с телеско­ пом, как одно целое. При этом угол поворота инерциальной вер­ тикали относительно телескопа становится независимым от коле­ баний телескопа и равным (Зпер.

Из рассмотренного следует, что в астроинерциальных системах навигации могут быть допущены высокочастотные колебания фото­ следящей системы совместно с акселерометрами.

Рассмотрим влияние колебаний повторителя вертикали, пер­ пендикулярное плоскости вертикала светила. Плоскость отработки инерциальной вертикали может отклоняться относительно плоско­ сти вертикала светила на угол % вызванный ошибкой повторителя вертикали. Для определения погрешности инерциальной вертикали

Замечаем, что при постоянной вертикальной составляющей угловой скорости шУп вращения акселерометра инерциальная вертикаль

становится астатичпоп по отношению к углу о. Погрешность нави­ гации, представленная в виде операционного изображения,

нарастает пропорционально времени (фиг. 2.31,а). Представление о погрешности навигации, возникающей при гармонических коле-

Фиг. 2.31. Характеристики астроинерииальной системы.

а —график погрешностей: б —амплитудно-частотна» характерно ж ка

122

баниях плоскости инерциальной вертикали (с амплитудой 80 и частотой <«), можно получить из амплитудно-частотной характери-

ние частоты колебаний плоскости инерциальной вертикали вызывает уменьшающиеся погрешности. Следовательно, в астроинерциальной системе навигации могут быть допущены высокочастотные колеба­

Возможная кинематическая схема такого ориентатора пред­ ставлена на фиг. 2.32. Гироблок 7 ориентирован осью г по оси ми­ ра, а оси х и у расположены в плоскости небесного экватора. Ось х направляется в точку весеннего равноденствия. Телескопы уста­

заключающийся в последовательном повороте гироблока вокруг оптических осей первого и второго телескопа, а затем вокруг оси, перпендикулярной плоскости, проходящей через оптические оси

телескопов [1].

Другой способ, отличающийся более простой счетно-решающей схемой распределения сигналов на гироскопы, заключается в сле­ дующем. Вначале осуществляется наведение первого телескопа на небесное светило S, путем поворота гироблока в плоскости круга

После совмещения первого телескопа, с направлением на не­ бесное светило производится поворот гироблока с угловой ско­ ростью in., вокруг этого телескопа до совмещения второго телеско­ па с небесным светилом S2. При этом на двигатели коррекции по­ даются следующие сигналы:

U =/eo>3 cosoj cos aj, Uy, = £<o3 cos 8, sin au Uz, = &<o3 sin a,. (2.71)

123