1.3. Системы воздушно-доплеровского счисления пути.

В этих системах определение координат местоположения ЛА осуществляется интегрированием горизонтальной проекции путевой скорости самолета, т.е. скорости его движения относительно Земли. Скорость измеряется с помощью доплеровского измерителя путевой скорости и угла сноса ДИСС или вычисляется как геометрическая сумма истинной воздушной скорости и скорости ветра : = + . Это соотношение называется навигационным треугольником скоростей (рис. 3).

Счисление пути производится в условной прямоугольной ортодромической системе координат УОХ, развернутой относительно географической системы N0Е (рис.2б и рис.3) на величину начального путевого угла ортодромии НПУО (другое название – угол карты к ).

Ось У (направление на условный север "С") проходит через исходный ИПМ и промежуточный ППМ (для частной ОСК) или конечный КПМ (для главной ОСК) пункты маршрута. При этом ось Х направлена на условный восток "В".

При доплеровском счислении на основе информации о курсе (поступает от курсовой системы), угле карты к (вводится вручную), угле сноса с и величине путевой скорости (измеряются с помощью ДИСС) строится вектор (его горизонтальная проекция) и раскладывается на составляющие и . Интегрируя эти составляющие с учетом начальных координат Уо и Хо исходного пункта маршрута, получили текущие координаты в направлении на условный север "С" :

(1)

В-направление на условный Восток

Доплеровский измеритель подвержен воздействию естественных (при полете над морем, в горах) и искусственных помех. Кроме того, он автоматически выключается при больших углах крена и тангажа, а также может быть выключен вручную с целью радиомаскировки.

Во всех этих случаях вычисление координат У и Х производится способом воздушного счисления. При этом строятся векторы (их горизонтальные проекции) истинной воздушной скорости (измеряется системой воздушных сигналов СВС) и скорости ветра (величина и направление ветра определяются метеосводкой или измеряются на борту). Затем векторы и раскладываются по осям условной системы координат и суммы их проекций интегрируются, так что

(2)

Полученные алгоритмы вычисления координат У и Х реализуются в автоматическом навигационном устройстве АНУ-1.

В некоторых навигационных системах (например, в навигационном вычислительном устройстве типа HВУ) вычисляются также полярные координаты какой-либо точки (цели Ц, ППМ, ориентира) с известными прямоугольными координатами Yц, Хц, полученными с помощью радиолокатора, имеющегося на самолете. Такими координатами (рис.4) служат дальность Д, условный (измеряемый от оси У) пеленг П цели и угол доворота УД. Для их вычисления используются следующие формулы:

Точность вычисления координат воздушно-доплеровскими системами не превышает 1,5% от пройденного расстояния при чисто доплеровском счислении, а при воздушном счислении она снижается до 6-7%. Поэтому по мере развития инерциальных навигационных систем алгоритмы воздушно-доплеровского счисления используются в качестве вспомогательных (корректирующих, резервных) в ряде комплексных навигационных систем, основу которых составляют инерциальные системы.

2. Инерциальные навигационные системы (ИНС)

2.1. ИНС - общие сведения, принципы построения

Из всех навигационных систем инерциальные навигационные системы (ИНС) являются единственными, которые удовлетворяют таким важным тре­бованиям, как универсальность, полная автономность, помехозащищенность и помехоустойчивость. Существующие ИНС обеспечивают более высокую точ­ность навигации по сравнению с воздушно-доплеровскими системами. Еще в 1966 году были определены требования к ИНС гражданской авиации: после 10 часов полета погрешности ИНС не должны превышать 46 км вдоль линии заданного пути и 37 км по боковому отклонению от нее с гарантийной ве­роятностью, равной 0,95. В современных ИНС эти требования к точности обеспечиваются. Требования к точности истребителей-бомбардировщиков (имеющих относительно небольшой боевой радиус действия), исходя из ус­ловия возможности атаки "сходу", характеризуются значением максималь­ных боковых отклонений 300 - 500 м.

Помимо вычисления продольной и поперечной координат, ИНС определяют также угловое положение ЛА в выбранной системе координат, то есть курс, крен, тангаж. Угловое положение определяется путем измерения отклонений ЛА от запомненной в ИНС выбранной системы координат. В за­висимости от способа моделирования (запоминания), ИНС подразделяются на платформенные и бесплатформенные. В платформенных ИНС навигационная система координат моделируется физически - в виде ориентации по трем осям специальной гиростабилизированной платформы (ГСП). ГСП в течение всего рабочего времени сохраняет неизменной ориентацию, заданную в процессе подготовки (выставки) ИНС. Датчики основной информации (аксе­лерометры) устанавливаются на ГСП. Очевидно, что акселерометры должны ориентироваться по осям выбранной системы координат.

В бесплатформенных ИНС акселерометры устанавливаются непосредс­твенно на ЛА, а опорная система координат моделируется математически. Так как акселерометры вращаются вместе с ЛА, то необходим непрерывный пересчет значений ускорений из связанной с ЛА вращающейся системы ко­ординат в опорную неподвижную систему координат. Алгоритмы пересчета требуют, - помимо значений ускорений, дополнительную информацию - значе­ния угловых скоростей вращения ЛА. Последние определяются с помощью двухстепенных гироскопов с внутренним кардановым подвесом (так называемых ДНГ, которые были кратко рассмотрены в теме 13). Сложность алго­ритмов и большой объем вычислений требуют наличия мощной, быстродейс­твующей и имеющей большой объем памяти БЦВМ. Так как такие БЦВМ по массово-габаритным показателям пока не могут быть установлены на легких ЛА, то бесплатформенные ИНС в настоящее время используются преимущественно на тяжелых маломаневренных ЛА.

Среди платформенных ИНС следует выделить наиболее простейший их тип - так называемые инерциальные курсовертикали (ИКВ). В ИКВ-системе применяются упрощенные алгоритмы вычисления и управления и более прос­тые датчики и элементы, вследствие чего приемлемая точность достигает­ся лишь в определении курса, крена и тангажа. Примером такой ИКВ может служить система ИКВ-1, установленная на МИГ-27 и по решаемым задачам являющаяся аналогом СКВ-2Н, установленной на МИГ-23. В ИНС, решающих навигационные задачи, ИКВ также присутствует. Но в этом случае ИКВ яв­ляется не отдельной системой, а основной составной частью всей ИНС, содержащей ГСП. Естественно, что элементная база ИКВ-составной части должна быть более совершенной, а алгоритмы вычисления - более полными. Ниже будем рассматривать только платформенные ИНС.

Принцип построения элементарной ИНС, определяющий линейные и ге­ографические координаты, рассмотрим по рис. 15.4а

Рис. 4а. Принцип построения ИНС

Из рисунка видно, что ГСП имеет 3 степени свободы. В узлах подвеса ГСП размещены датчики курса, крена, тангажа (на рис. 15.4,а изображен лишь один из них). Продольная ось ГСП чаще всего ориентируется на север. Линейные координаты ЛА формируются путем двойного интегрирования сиг­налов акселерометров, а географические - интегрированием сигнала угло­вой скорости движения ЛА вокруг Земли (в данном случае имеет место движение по меридиану и поэтому отношение линейной скорости к радиусу Земли есть производная широты). Сигнал углового смещения ЛА появляется на выходе датчика угла при любом вращении ЛА (и связанного с ним статора датчика) вокруг неподвижной оси подвеса ГСП.

Как уже было сказано, датчиком первичной информации в ИНС являет­ся акселерометр, сигналы которого используются в качестве основных при инерциальном счислении координат. Собственно, сущность инерциального счисления заключается в измерении с помощью акселерометров, составляю­щих вектора ускорения центра масс ЛА, обусловленного негравитационными силами (тягой, лобовым сопротивлением, подъемной силой), и в последую­щем двукратном интегрировании этих составляющих с учетом начальных условий и ускорений, вызванных гравитацией, силами инерции Кориолиса и центробежными силами.

Ниже рассмотрим принцип действия и погрешности акселерометра.