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

21

23

I I

Т.1.1, ф и г. 6

Продолжение

Т. 1.1, фиг. 7

с, St-

Т. 1.1, ф и г. 8

Более подробное изложение принципов действия, теории и уст­ ройств инерциальных систем навигации дается ниже.

Среди многообразия схем, представленных в табл. 1.1, для рас­ смотрения. выберем две наиболее распространенные — схему пироинерциального (табл. 1.1, фиг. 5) и астроинерциального (табл. 1.1, фиг. 4) ориентаторов. Более детальная схема гироинерциального ориентатора представлена на фиг. 1.8. На внутренней раме 3 гиро­ скопа 4 жестко укреплен акселерометр /, ось чувствительности кото­ рого направлена по оси х. Сигнал акселерометра, после интегрирова­ ния первым интегратором 2, подается «а двигатель 6. Статор двига­ теля жестко укреплен на наружной раме 5 подвеса гироскопа, а ро­ тор связан с осью вращения рамы 3. Момент этого двигателя, рабо­ тающего в заторможенном режиме, вызывает скорость прецессии

Работа системы навигации сводится к тому, что в процессе полета гироскопу сообщается момент, пропорциональный скорости полета, который заставляет его прецессировать с такой же угловой ско­ ростью, как поворачивается местная вертикаль относительно инер­ циальной системы координат.

Фиг. 1.8. Принципиальная схема одноосного гироориентатора

Угол поворота гироскопа, измеренный вторым интегратором, дает пройденное расстояние. Полагаем, что ось х наклонена отно­ сительно плоскости горизонта на угол ,3, а измеряемые акселеро­ метром ускорения в направлении оси х, как это следует из выра­ жения (1.19), равны:

<V= K. + ^ t+ ^ v

■28

На фиг. 1.9 представлена структурная схема канала ориентатора. Гироскоп обозначен интегрирующим звеном с передаточным отношением 1/Нг, где Нг— кинетический момент, на вход которого подается вращающий момент, а на выходе получается абсолютный угол поворота ,За6с. Передаточные коэффициенты акселерометра первого и второго интеграторов и двигателя (по моменту) обозна­ чим соответственно k u k2, k3, k,t. Цепь обратной связи с передаточ­

стемы координат относительно инерциальной. На вход этой цепи поступает сигнал переносного ускорения pV, а на выходе — пере­

ляющую figTот вертикального ускорения gT .

Фиг. 1.9. Структурная схема одноосного гироориентатора:

Поскольку измерить непосредственно угол поворота гироскопа не представляется возможным, так как для этого нет какой-либо си­ стемы отсчета, то измерение этого угла производится вторым интег-

/?

ратором ——. включенным параллельно интегрирующему гироско-

Р

пическому звену.

На фиг. 1.10 представлена схема одного канала астроинерциального ориентатора. Акселерометр 1 связан с осью интегрирующего двигателя 2 л может поворачиваться вокруг оси г относительно ста­ билизатора. По своему устройству стабилизатор представляет собой фотоэлектрическую следящую систему за небесным светилом С. От­ клонение оптической оси телескопа 7 вызывает сигнал фотоэлемента, который после усиления усилителем 8 подается на двигатель 6, управляющий гироскопом 5. Прецессия гироскопа и поворот связан­ ного с ним телескопа направлены на устранение рассогласования фотоследящей системы (в одной плоскости).

29

Сигналы акселерометра 1 после двойного интегрирования 3 вы­ зывают такой угол поворота акселерометра, который должен быть равен углу поворота местной вертикали относительно инерциальной системы координат. Благодаря этому, сохраняется горизонтальность акселерометра в течение всего времени полета, а с выхода второго интегратора получается пройденное расстояние в направлении оси х. Структурная схема одномерной астроинерциальной вертикали пред-

8 C#

Фиг. 1.10. Принципиальная схема одноосного астроинерциального ориентатора:

/ — акселерометр* 2 — двигатель; 3 — интегратор* 4 — карданный подвес; J — гироскоп; 6 — двигатель; 7*— телескоп* 8 — усилитель.

ставлена па фиг. 1.11. При сравнении схем на фиг. 1.9 и 1.11 заме­ чаем, что они имеют много общего: измеренное ускорение проходит через два последовательных интегрирующих звена и на выходе по­ лучается абсолютный угол поворота акселерометра. Из-этого угла вычитается переносный угол поворота горизонтальной системы координат относительно инерциальной. Поскольку в астроинерциальном ориентаторе существует абсолютная система отсчета, то

фиг. 1.9, отсутствует. Если отбросить из рассмотрения влияние ин­ струментальных погрешностей, то для обеих структурных схем по-

Фиг. 1.11. Структурная схема одномерной астроинерциальной вертикали

30

вертикали.

Собственное движение инерциальной вертикали при начальных

Начальные отклонения по углу ро и угловой скорости р0 могут возникнуть в результате отклонения акселерометра от горизонталь­ ной плоскости или от ошибок в установке начальных координат и скорости полета в счетно-решающее устройство. Так, например, ко­ лебания инерциальной вертикали с амплитудой в У возникают при ошибке в установке начальных координат 1,85 км или начальной окорости полета 2,3 м!сек. Отсюда вытекают весьма жесткие требO'- Ванин на точность начальной установки акселерометров и задания начальных скоростей и координат.

Из уравнения (1.25) можно получить величину вынужденного отклонения инерциальной вертикали, представленную в виде опера­

Рг + “о2

31

Измеренный абсолютный пройденный путь равен:

р

Vx

где —- = 5И — истинный абсолютный пройденный путь.

Р

Для получения пути относительно поверхности земли необходи­ мо из абсолютного пути S исключить перемещение Земли. Из выра­

Инерциальный ориентатор с аналитической вертикалью

В данном ориентаторе акселерометры жестко связаны со ста­ билизатором (гироскопическим или астрономическим) и измеряют составляющие ускорения по осям инерциальной системы координат. На фиг. 1.12 показано расположение акселерометров АХо и A Va по, осям х0уо вспомогательной системы координат, параллельной инер­

где ап — угол поворота местной геоцентрической вертикали отно­ сительно инерциальной системы координат.

Измеренные направления проектируются на оси х, у горизон­ тальной приборной системы координат, . угол поворота которой относительно системы координат Хоу0 равен ав и вычисляется счет­ но-решающим устройством.

32

Угол ав может отличаться от угла ап на величину, которая мо­ жет возникнуть при ненулевых начальных условиях:

<*„ = «„ + Р-

Фиг. 1.12. Схема расположения акселерометров ориентатора с аналитической вертикалью

На фиг. 1.13 представлена функциональная схема одного кана­ ла ориентатора.

Фиг. 1.13. Функциональная схема канала ориентатора с аналитнче- - ской вертикалью

Ускорения аХо и аУопроектируются с помощью синусно-косинус­ ных 1 и множительных 2 устройств на горизонтальную ось х:

Затем ускорение ах дважды интегрируется устройством 3 с целью