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

Действительно, только при второй космической скорости спут­ ник полностью преодолевает тяготение и свободно удаляется от Земли. В инерциальной системе сигнал обратной связи полностью компенсирует ускорение от сил тяготения, поэтому инерциальная система оказывается в условиях, аналогичных физическому отсут­ ствию сил тяготения.

Рассмотренная аналогия может быть использована для моде­ лирования движения спутника с помощью инерциальной системы навигации.

Инструментальные погрешности

Инструментальные погрешности складываются из уходов ста­ билизатора относительно инерциальной системы координат, по­ грешностей акселерометров, интеграторов, вычислителя и др.

Уходы стабилизатора вызывают погрешности двух видов: по­ грешности от поворота системы координат xyz относительно инер­ циальной системы координат x0yoz0, определяемые уравнениями (1.99), и погрешностями, возникающими в замкнутой системе авто­ компенсации.

Обозначим Дал-а , \аУа, Да2а , ДbXt> ДЬу„ Дb2i, ДЬ,а, ДЬУл, ДbZi, >^ёхк > ^ёгк — погрешности соответственно акселерометров, первых и вторых интеграторов, системы автокомпенсации. Урав­

Представление о влиянии инструментальных погрешностей на точность инерциальной системы можно получить из (1.134), рас­ сматривая частный случай движения летательного аппарата по прямой, например по оси уо. В соответствии с уравнениями (1.129) получим следующее операционное изображение для погрешностей:

74

Г л а в а II

ЭЛЕМЕНТЫ УСТРОЙСТВА ИНЕРЦИАЛЬНЫХ СИСТЕМ НАВИГАЦИИ

§ 2.1. ОБЩИЕ СВЕДЕНИЯ

При изучении устройства инерциальных систем навигации их удобно разделить на две группы: гироинерциальные и астроинерциальные системы.

В состав гироинерциальных систем навигации входят:

—акселерометры для измерения ускорения движения лета­ тельного аппарата по трем или двум (горизонтальным) осям коор­ динат;

—интеграторы ускорений, необходимые для получения скоро­ сти и пройденного пути. Для измерения пройденного пути в гори­ зонтальной плоскости необходимо иметь четыре интегратора;

—гироскопическая платформа — курсовертикаль, обеспечи­ вающая стабилизацию акселерометров в горизонтальной плоскости

ив азимуте. В состав курсов'ертикали входят силовые гироскопы, коррекционные двигатели, датчики сигналов на разгрузочные дви­ гатели и карданный подвес с датчиками углов на осях подвеса. Гироскопическая платформа может быть построена и на свободны'*’ гироскопах, обладающих большой, стабильностью;

—- счетно-решающее устройство, выполняющее функции вычи­ сления координат местонахождения и коррекции различных по­ грешностей;

—усилители, обеспечивающие работу основных частей гироориентатора;

—указатели координат местонахождения курса, продольного

ипоперечного углов крена летательного аппарата;

—пульт управления, с помощью которого осуществляется включение ориентатора в работу и его настройка.

Астроинерциальные системы навигации отличаются от гироинер­ циальных систем способом стабилизации акселерометров. В состав астроинерциальных систем, в дополнение к перечисленному выше,

входят:

— фотоэлектрические следящие системы за небесными свети­ лами. В свою очередь эти системы содержат телескопы, фотоэлек­ трические чувствительные элементы, усилители и сервоприводы;

— угломерные устройства для измерения высот, азимутов и других астрономических углов;

76

— счетно-решающие устройства, необходимые для решения уравнений метода астрономической ориентировки, положенного

воснову;

—генератор стабильной частоты или хронометр для учета

вращения Земли;

— дистанционные датчики начальных угловых положений те­ лескопов в соответствии с выбранными небесными светилами.

Кроме этого, в состав системы могут входить программные устройства, необходимые для перехода с одних небесных светил на другие, изменения маршрутов полета и т. п.

При построении инерциальных систем навигации исходят из следующих принципов:

а) Во всех без исключения системах инерциальной навигации необходимо использовать гироскопические стабилизирующие устройства с предельно малым уходом. На практике для гироинерциальных систем применяются гироскопы с воздушным и жидкост­ ным подвесами и другие, в которых трение в опорах и разбаланси­ ровка доведены до предельного минимума. Качество гироскопов должно возрастать по мере увеличения дальности и длительности полета и повышения точности ориентировки.

б) Гироскопические стабилизаторы должны обладать высокой стабильностью угловой скорости вращения гироскопов, поскольку величина кинетического момента входит составной частью в усло­ вие невозмущаемости инерциальной вертикали. Нарушение этого условия может вызвать колебания вертикали при возникновении переносных ускорений движения летательного аппарата.

в) Моментные двигатели, накладывающие моменты коррекции на гироскопы^ должны обладать предельно малым трением на оси ротора и обладать устойчивыми характеристиками. Изменение мо­ мента коррекции под действием температуры или других причин может нарушить условие невозмущаемости вертикали от перенос­ ных ускорений.

г) Акселерометры должны обладать максимальной чувстви­ тельностью и высокой линейностью характеристик. Диапазон из­ мерения акселерометра должен охватывать все ускорения, возни­ кающие в процессе движения.

Недостаточный диапазон измерения, а также изменение харак­ теристик акселерометра может вызвать динамические погрешности инерциальной системы навигации.

д) Интеграторы должны согласовываться с акселерометрами как по виду получаемого сигнала, так и по диапазонам измерения. Кратности измерения акселерометра (отношение наибольшего из­ меряемого ускорения к наименьшему) и интеграторов должны со­ ответствовать друг другу.

е) Платформа с акселерометрами (курсовертикаль) должна стабилизироваться в азимуте с помощью курсовой системы или са­ мостоятельного курсового гироскопа с высокой точностью. Уходы акселерометров приводят к соответствующему повороту системы ко­ ординат, относительно которой происходит отсчет координат место­

77

нахождения летательного аппарата. Для предохранения курсовертикали от действия внешних возмущений необходимо предусматри­ вать силовую разгрузку курсовертикали с помощью электродвига­ телей, управляемых сигналами силовых гироскопов.

ж) Инерциальные системы навигации должны иметь счетно­ решающие устройства для компенсации методических погрешно­ стей, возникающих от поворотных ускорений и других причин.

з) При общей оценке гироинерциальной системы следует исхо­ дить из длительности полета летательного аппарата. При одной и той же точности ориентировки летательный аппарат с коротким временем полета может управляться более грубой и менее точной гироинерциальной системой.

и) Если гироориентатор работает в комплексе с другими сред­ ствами навигации и имеет возможность периодической коррекции накопившихся погрешностей, то требования к качеству гироориентатора могут быть понижены, а конструкция его упрощена.

к) При обеспечении точной навигации дальних или длительных полетов необходимо использовать астроинерциальные системы на­ вигации. Характерной их особенностью является отсутствие накап­ ливающихся с течением времени погрешностей в измерении коор­ динат местонахождения.

л) Эксплуатационная оценка качества астроиверциальпых систем может производиться по длительности «памяти», способно­ сти пеленгации небесных светил в дневное время и уровню авто­ матизации всех процессов измерения.

При разработке инерциальной системы навигации стремятся к максимальному снижению уровня инструментальных и методиче­ ских погрешностей. Инструментальные погрешности’ могут быть снижены за счет высокого качества элементов конструкции и при­ менения различных компенсационных устройств.

Рассмотрим элементы устройства, применяемые в инерциаль­ ных системах навигации.

К элементам конструкции предъявляются следующие общие требования:

1)погрешности элементов конструкции должны быть мини­ мальные;

2)параметры элементов конструкции, то есть передаточные отношения акселерометров, интеграторов, гироскопов, моментных двигателей и других не должны вызывать нарушения динамических свойств инерциальной системы и появление погрешностей.

Кроме этого, элементы конструкции должны обладать высокой надежностью, малыми весами и габаритами, незначительным по­ треблением электроэнергии.

Изготовление подобных элементов, удовлетворяющих перечи­ сленным выше требованиям, представляет сложную инженерную задачу. Промышленность, изготовляющая элементы инерциальных систем навигации, отличается уникальным оборудованием точной механики, электроники и оптики. Технология изготовления элемен­ тов требует чрезвычайно высоких точностей обработки детален,

78

применения специальных материалов, компенсационных устройств и т. п. В цехах таких предприятий осуществляется кондициониро­ вание воздуха и его очистка от пыли, применяется специальная нейлоновая одежда и особые режимы гигиены для рабочих. Изуче­ ние элементов инерциальных систем навигации требует специаль­ ных знаний в области гироскопии, электроники и оптики. Деталь­ ное изложение гироскопических, оптических и счетно-решающих устройств дано в других курсах. Поэтому в данной главе более подробно рассматриваются только акселерометры и дается общая характеристика других элементов инерциальных систем навигации.

§ 2.2. ОБЩИЕ СВЕДЕНИЯ ОБ АКСЕЛЕРОМЕТРАХ

Основные свойства акселерометров

Акселерометры предназначены для измерения ускорений, воз­ никающих вследствие действия на летательный аппарат неграви­ тационных сил (тяги двигателей, аэродинамических сил и др.). Основной особенностью акселерометра является то, что он не из­ меряет ускорений от сил всемирного тяготения.

нию пружины, равны нулю. Приложим к корпусу 3 внешнюю си­ лу F (фиг. 2.1,6). Под действием этой силы корпус в первый мо­

мент времени приобретает ускорение а0 = — » где то — масса

Щ

корпуса. Поскольку тело 1 стремится сохранить свое равномер­ ное движение со скоростью Ко, то расстояние между телом и кор­ пусом начнет изменяться. В результате этого возникает деформа­ ция х пружины и сила упругости пружины Q = kx, где k — жест­ кость пружины.

79

Сила Q приложена с одной стороны к телу 1, вызывая его уско­ ренное движение, а с другой стороны к корпусу 3, производя его торможение. В результате этого движение летательного аппарата будет происходить с ускорением

х — jfyCT и достигает такой величины,.что тело 1 под действием силы упругости приобретает одинаковое с корпусом 3 ускорение. В уста­ новившемся процессе ускорение летательного аппарата

а. — F - Q уст

тп

где QycT = та, откуда получим

ным сигналом акселерометра, пропорциональна измеряемому ус­ корению а. Замечаем, что летательный аппарат движется с пере­ менной массой. В начале движения масса летательного аппарата была то, а затем выросла до т0 + т. Обычно т0 пг, поэтому таким явлением изменения массы Летательного аппарата пренебре­ гают. Предположим, что летательный аппарат движется под дейст­ вием только сил всемирного тяготения. На .корпус действует сила G0 = m0g, где g — ускорение движения, и на тело 1 действует си­ ла Qp — mg. Поскольку ускорения корпуса и тела 1 одинаковые и равные ускорению свободного падения, то относительного движе­ ния между корпусом 3 и телом 1 не будет. Такое состояние всех свободных тел внутри летательного аппарата называется состоя­ нием невесомости. Пружина акселерометра не растягивается, и его показания равны нулю. Следовательно, несмотря на ускоренное движение летательного аппарата в поле сил тяготения, акселеро­ метр, основанный на измерении инерциальных сил, не измеряет это ускорение.

Области применения акселерометров

В авиационной технике акселерометры применяются для:

—измерения величины инерционной перегрузки с целью пре­ дотвращения появления недопустимых напряжений в конструкции летательного аппарата и даже возможного ее разрушения;

—компенсации вредных физиологических воздействий инерци­ онных перегрузок на экипажах летательного аппарата;

80

----- целей навигации летательного аппарата, поскольку интегри­ рование ускорений дает возможность определить скорость полета,

авторое интегрирование — пройденный самолетом' путь;

—целей автоматического пилотирования, где измерение уско­ рений необходимо при выполнении правильных виражей (без скольжения), высококачественной стабилизации скорости и высо­

ты полета и т. п.;

— корректирования гироскопических вертикалей, гиромагнит­ ных и астрономических курсовых систем и других приборов.

В соответствии с этим акселерометры разделяются на визуаль­ ные приборы — индикаторы инерционных перегрузок и датчики сигналов ускорений, обслуживающие различные автоматические устройства — инерциальные системы навигации, автопилот и др. В зависимости от назначения к акселерометрам предъявляются различные требования.

Для индикаторов инерциальных перегрузок требуется, чтобы они измеряли большие перегрузки, действующие на летательный аппарат, и запоминали максимальные из них. Датчики сигналов ускорений должны иметь высокую чувствительность, стабильность характеристик, приемлемые частотные характеристики и соответ­ ствующий диапазон измерения;

Классификация акселерометров

ft

По методу измерения акселерометры можно разделить на две группы;

1)маятниковые акселерометры (фиг. 2.2,а) и

2)осевые акселерометры (фиг. 2.2,6).

В свою очередь каждая из этих групп может быть разделена на два вида: некомпенсационные и компенсационные акселеро­ метры.

На фиг. 2.2 представлены принципиальные схемы некомленсационных акселерометров, у которых чувствительный элемент (мас­ са т) воспринимает ускорение а и развивает инерционную силу, уравновешиваемую деформирующейся пружиной. В компенсацион­ ных схемах уравновешивание инерционных сил производится таким образом, чтобы чувствительный элемент не имел заметных переме­ щений.

По принципу действия и конструкции акселерометры разделя­ ются на механические, магнитоэлектрические, индукционные, ем­ костные, электролитические, электронные, гироскопические и др.

Для некоторых практических задач, особенно для инерциаль­ ной навигации, желательно совмещать акселерометр и интегратор ускорений в одной конструкции. В связи с этим среди акселеромет­ ров выделяются группы акселерометров, осуществляющих также интегрирование или двойное интегрирование ускорений по време­ ни. К таким приборам предъявляются дополнительные требования, характеризующие точность интегрирования ускорений.

Рассмотрим краткие сведения по теории и принципу действия акселерометров.

§ 23. КОМПЕНСАЦИОННЫЕ МАЯТНИКОВЫЕ АКСЕЛЕРОМЕТРЫ

Свободный маятнике демпфированием колебаний (или уровень) обладает свойствами устанавливаться по направлению результирую­

гатель. Двигателями являются: на фиг. 2.3 — соленоид с постоян­ ным магнитом, па фиг. 2.4 — асинхронный электродвигатель и на

82

фиг. 2.5 — магнитоэлектрический диигатель. Момент двигателя направлен в сторону устранения отклонения маятника от оси у. Выходной сигнал Uum, снимаемый с выхода усилителя,пропорцио­ нален измеряемому ускорению ах. Устройства на фиг. 2.3 и 2.5

1 2

представляют собой статические следящие системы. Схема (фиг. 2.4) с-релейным управлением является примером астатиче­ ской следящей системы. На фиг. 2.6 представлена структурная схема акселерометра (по фиг. 2.3), в которой обозначено:

ku k2, h — передаточные отношения преобразователя углов, усилителя и двигателя;

J — момент инерции маятника; Ть Т2 — постоянные времени;

а0 — переносный угол поворота системы координат; а — абсолютный угол поворота маятника;

Да = а0 — а — относительный угол поворота маятника.

Ф иг. 2.6. Структурная схема компенсационного маятникового акселерометра:

/ — прсобразоиатель; 2 — усилитель; 3 — дпш 'аге.ь.; 4 — маятник