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

Требования к точности формирования управляющих сигналов на гироскопы невысокие (допускается погрешность 3—5%). Возни­ кающие вследствие неточности формирования управляющих сигна­ лов ошибки фотоследящей системы уменьшаются путем последова­ тельности приближения и с течением времени исчезают.

Ф и г. 2.32. Принципиальная схема астроинерциального орйентатора. основанного на методе оси мира

Фотоэлектрический стабилизатор устанавливается на летатель­ ном аппарате в рамах трехстепенного карданного подвеса. Выход­ ные сигналы акселерометров подаются в вычислительное устрой­ ство, которое дает на выходе координаты местонахождения, со­ ставляющие путевой скорости полета и управляющие сигналы для двигателей Д] и Д2, осуществляющих поворот платформы 3 с аксе­ лерометрами. Вычислительное устройство решает уравнения вида (1.38) при измерении географических координат или (1.39) — при измерении оргодромических координат.

124

При видимости светил фотоэлектрическая система следит за звездами и удерживает гироблок неподвижным относительно звезд­ ного пространства. В этом случае система навигации работает как астроинерциальная. Погрешности в такой системе не накапливают­ ся с течением времени.

При временной потере види­ мости светил система навигации работает как гироинерциальная, а астросистема находится в режиме «памяти». Длительность «памяти» зависит только от скорости ухода гироблока. Если ш,,— результи­ рующая скорость ухода гиробло­ ка, а3 — угол поля зрения теле­ скопа, то время «памяти» опреде­ лится из условия:

В режиме «памяти» система нави­ гации накапливает погрешности в

определении координат местонахождения вследствие ухода гиро­ блока, вызванного трением в осях подвеса и несбалансирован­ ностью гироскопов.

Астроинерциальный ориентатор с горизонтальным гиростабилизатором (экваториальная система координат)

Рассмотрим возможную схему ориентатора, осуществляющего навигацию по методу оси мира (фиг. 2.34). Гироскопическая платформа удерживается в горизонтальной плоскости с помощью сигналов, получаемых с выхода первых интеграторов ускорений. Осп чувствительности акселерометров удерживаются азимуталь­ ным гирюскопом по направлениям меридиана и параллели. Гиро­ платформа служит также стабилизированной площадкой для телескопов и вертикалью.

Два телескопа (или один телескоп с соответствующим пере­ ключением зеркал для пеленгации двух небесных светил) опира­ ются на гироплатформу и осуществляют автоматическое слежение за светилами.

Поскольку телескопическая следящая система имитирует на­ правление осп мира, то угол поворота оси мира относительно гироплатформы, отсчитываемый по шкале 7, равен географической широте местонахождения, а угол поворота вокруг оси мира с уче­ том суточного вращения Земли, имитируемого часовым механиз­ мом 6, равен долготе и отсчитывается по шкале 5. Показания гироориентатора (fr, /,г), получаемые как результат двойного интегри­ рования ускорений движения самолета, сравниваются показаниями астрокорректора (<ра, 1а) (фиг. 2.35).

125

Поскольку гироинерциальная система накапливает погрешно­ сти, а астрокорректор их не накапливает, то разность показаний вносится в виде поправок в показания гироинерциальной системы. При этом компенсируются погрешности гироинерциальной системы,

Ф и г. 2.34, Кинематическая схема астроинерциального ориентатора с горизонталь­ ным гиростабилизаторо'м, осуществляющим навигацию по методу .осп мира:

рых интеграторов ускорений. Общая погрешность комплексной си­ стемы навигации в определении координат местонахождения будет

(26

небесные светила. Наведение телескопов на светила при отсутствии их видимости осуществляется благодаря тому, что телескопы опи­ раются на устойчивую платформу инерциальной вертикали, а по­ ворот вертикали относительно звездного пространства воспроизво­ дится с помощью сигналов, получаемых с выхода вторых интегра­

торов ускорении.

Телескопическая система наклоняется относительно гироплат­ формы на угол широты и поворачивается вокруг оси мира на угол долготы с учетом суточного вращения Земли, причем широта

идолгота измеряются гироинерциальной системой.

Врезультате этого астроинерциальный ориентатор приобре­ тает «память». Длительность «памяти» ('/'„) зависит от угла поля зрения а3 телескопов, скорости нарастания погрешностей в пока­ заниях гироинерциальной системы и погрешностей инерциальной вертикали (р). Величина Тп может быть найдена из следующего

соотношения: 1

измерении переносной угловой скорости движения самолета вокруг центра Земли;

Астроииерциальный ориентатор, основанный на измерении высот двух светил

Кинематическая схема ориентатора может быть выполнена

вдвух вариантах.

Впервом варианте два телескопа, следящих за небесными

светилами, устанавливаются на общей курсовертикали, представ­ ляющей собой гироинерциальный ориентатор с горизонтальным гироблоком. Отработка телескопов но высотам и азимутам светил производится относительно курсовертикали независимо друг от друга.

Во втором варианте астроинерциальный ориентатор может состоять из двух отдельных инерциальных секстантов.

Рассмотрим более подробно возможную схему астроинерциалыюго ориентатора (фиг. 2.36), построенного по второму варианту.

Телескопы опираются на дистанционные повторители курсо­ вой системы (КС) и центральной гировертикали (ЦГВ).

' Слежение за светилами осуществляется путем отработки по­ ложений телескопов по высоте (с помощью двигателей Д 2 и Д3) и в азимуте (двигателями Д, и ДД-

127

К телескопам на шарнирах прикреплены площадки с акселеро­ метрами Ai и А2. Двигатели обработки Д 3 и Дв получают сигналы, пропорциональные двойным интегралам от измеренных акселеро­ метрами ускорений. Начальное положение акселерометров уста­ навливается горизонтальным. В процессе полета акселерометры по­ ворачиваются относительно телескопов в плоскостях вертикалов на углы, равные высотам hi и h2 светил. Измеренные высоты hi и Л2 светил сообщаются в вычислитель поправок координат, куда по­

зволяющий пеленговать Солнце и Луну в любых метеорологических условиях.

Кроме рассмотренных примеров схем, могут быть и другие схемы, основанные на различных методах астрономической ориен­ тировки.

§ 2.13. ПОГРЕШНОСТИ АСТРОИНЕРЦИАЛЬНЫХ ОРИЕНТАТОРОВ

Погрешности вызываются погрешностями фотоследящей си­ стемы за небесными светилами, погрешностями инерциальной вер­ тикали, угломерных устройств дистанционных передач, часового механизма, счетно-решающ.-ix устройств и указателей координат. Полный учет всех погрешностей, возникающих вследствие большо­ го числа причин, многие из которых могут быть и неизвестными, не представляется возможным. Однако оценку наиболее существен­ ных погрешностей можно выполнить, исходя из известных функ­ циональных зависимостей, заложенных в ориентатор. Восполь­ зуемся следующими функциональными зависимостями:

а) Уравнениями метода навигации, положенного в основу астроинерциального ориентатора. Если в принятой системе коор­ динат местонахождение определяется координатами X и Z, то уравнения метода навигации в явной форме имеют следующий вид:

б) Уравнениями фотоследящей системы за небесными свети­ лами, которые могут быть представлены в общем виде:

где fi(p') и F2(p) — передаточные функции фотоследящих систем; 'bi(t) и_ф2(/)— возмущения, вызывающие погрешности фото­

следящих систем;

Я

Погрешности в измерении координат местонахождения могут быть найдены из уравнений (2.74). Записывая полный дифферен­ циал этих уравнений и переходя к конечным приращениям, получим

где Дhi, Д^гр,, ДЛр,. До,,До2— погрешности в измерении высот светил, установке гринвичских часовых углов и склонений.

Измеренные высоты светил:

Л,'-, Л, -|- ДА,;

=Л2 + ДЛ2,

где Л,, 2 — истинные высоты; ДА,, 2 — погрешности измерения высоты.

Погрешности в измерении высоты светила складываются из

где (3, и {32 — составляющие погрешностей инерциальной вертика­ ли в плоскостях вертикалов светил.

Если оси чувствительности акселерометров лежат в плоскостях

130

Ошибки фотоследящей системы зависят от рефракции астро­ купола и атмосферы, от моментов трений в осях подвеса и разба­ лансировки телескопического блока и от изменения характеристик звеньев следящей системы.

Погрешности инерциальной вертикали зависят от качества ее элементов, величины поворотных ускорений, оставшихся после ком­ пенсации, и возмущающих моментов на осях подвеса гироскопов.

Особенно большое значение приобретает демпфирование коле­ баний вертикали для астроинерциальных систем. В период взлета летательного аппарата, а также в процессе полета могут происхо­ дить перерывы в видимости небесных светил. В это время астроинерциальная система навигации работает в режиме «памяти» и ее погрешности непрерывно увеличиваются. При восстановлении ви­ димости светил могут произойти значительные забросы вертикали, которые при отсутствии демпфирования переходят в периодические колебания вертикали с большой амплитудой и неизвестной фазой. Такие колебания могут существенно снизить точность измерения координат астроинерциальным ориентатором.

Погрешности АГ|Р1 2 зависят от погрешностей часовых меха­

низмов, погрешностей вычисления начальных значений гринвич­ ских часовых углов по таблицам, погрешностей дистанционных передач и задатчиков координат.

Погрешности 451i2 зависят от погрешностей начальной уста­ новки склонений и погрешностей учета их изменения во времени (для Солнца, Луны и планет).

Требования к аналогичным элементам конструкции астроинер­ циальных и гиройперциальных ориентаторов примерно совпадают.

Астроинерциальные ориентаторы являются наиболее точны­ ми из всех навигационных автоматов, рассмотренных выше. Бла­ годаря тому, что накапливание погрешности в определении коор­ динат местонахождения отсутствует, астроинерциальные ориента­ торы могут использоваться на летательных аппаратах неограниченной дальности и продолжительности полета.

9 *

Г л а в a III

КОМПЛЕКСНЫЕ АВТОМАТИЧЕСКИЕ СИСТЕМЫ НАВИГАЦИИ

§ 3.1. ОБЩИЕ СВЕДЕНИЯ

Каждая из известных систем навигации обладает своими до­ стоинствами и недостатками, проявляющимися в различных усло­ виях полета.

Так, например, навигационные автоматы воздушного счисле­ ния пути, не измеряющие скорости ветра, накапливают погреш­ ности с течением времени. Кроме того, магнитные датчики курсов,

ных светил и равномерной скорости полета дают высокую точность измерения координат, но при отсутствии видимости светил их ра­ бота прекращается. Неравномерное движение летательного аппа­ рата вызывает значительные отклонения маятниковой вертикали, в результате чего астрономические ориентаторы измеряют коорди­ наты местонахождения с большими погрешностями.

Гироинерциальные ориентаторы измеряют координаты место.- нахождения и путевую скорость, однако им свойственны накапли­ вающиеся с течением времени погрешности, возникающие вслед­ ствие погрешностей элементов конструкции, особенно от уходов гироскопов. Кроме того, необходима достаточно точная .начальная установка гироинерциального ориентатора по вертикали и азимуту.

Астроинерциальные ориентаторы не накапливают погрешно­ стей с течением времени. Однако при отсутствии видимости небес­ ных светил астроинерциальный ориентатор переходит в режим «памяти» и превращается в гироинерциальный ориентатор, обла­ дающий свойством накопления погрешностей. Необходимость на­ чальной выставки астроинерциального ориентатора также является его существенным недостатком. Следовательно, ни одна из рас­ смотренных систем автономной навигации не обладает таким ка­ чеством и надежностью, которые позволили бы осуществить управ­ ление летательного аппарата только с помощью одной системы на­ вигации. Вследствие этого на летательных аппаратах начали применять несколько систем автономной навигации совместно с неавтономными радиотехническими системами, образующими комплексную систему. Состав комплексной системы навигации

132

подбирается таким образом, чтобы недостатки и ограничения одних систем навигации восполнялись достоинствами и возможностями других систем.

К комплексной автоматической системе навигации предъявля­ ются следующие наиболее общие требования:

—комплексная система должна обладать максимальной точ­ ностью во всех условиях полета;

—все процессы измерений, взаимных связей и коррекций по­ грешностей должны быть автоматизированы;

—надежность комплексной системы должна быть более вы­ сокая, чем надежность каждой навигационной системы, входящей

вее состав.

Кроме того, комплексная система должна обеспечивать необ­ ходимую дальность полета, работать во всех районах Земли, в лю­ бое время суток и при любой погоде. Размеры, вес и потребляемая комплексной системой электроэнергия должны быть минимальные.

§ 3.2. ПРОСТЕЙШИЕ КОМПЛЕКСНЫЕ СИСТЕМЫ НАВИГАЦИИ

Комплексные системы навигации строятся по следующему принципу. В основу комплексной системы берется автономная на­ вигационная система, способная работать непрерывно в течение всего времени полета. При этом точность такой системы может быть невелика.

Другие системы навигации, обладающие более точными пока­ заниями в определенных условиях полета, работают дискретно и используются в качестве корректоров погрешностей основной си­ стемы. В перерывах между коррекциями основная система навига­ ции служит средством «памяти» для других систем навигации.

В качестве основных систем навигации используют навигаци­ онные автоматы воздушного счисления пути или гироинерциальные ориентаторы. Последние являются более совершенными системами.

Полуавтом атическая комплексная систем а навигации

снавигационным автом атом в качестве основы

Рассмотрим возможную схему полуавтоматической системы навигации, в которой процесс коррекции погрешностей выполняет­ ся пилотом.

На фиг. 3.1 представлена возможная блок-схема комплексной полуавтоматической системы навигации, в которой в качестве ос­ новной системы служит навигационный автомат (НА), а корректо­ рами являются астрономический ориентатор (АО), радиолокаци­ онный визир или прицел (РЛ), радионавигационная дальномерная (или какая-либо другая) система (РНС) и визуальные приборы (ВП) в виде оптических прицела и визира. Результаты измерений этих систем воспроизводятся указателями 1, 2, 3, 4, 5. Пилот (Ч) по показаниям указателей, а также с учетом внешней обстановки и условий полета судит о том, какой из навигационных корректоров является наиболее точным и надежным в данный момент времени.

133