§ 8.3. АСТРОИНЕРЦИАЛЬНЫЕ НАВИГАЦИОННЫЕ СИСТЕМЫ

Ииерциальный принцип решения задачи определения путевой скорости и места самолета достаточно прост и надежен. Однако он обладает тем недостатком, что требует высокой точности стабилизации чувствительных элементов — акселерометров. Такая стабилизация акселерометров может быть выполнена с помощью небесных светил. Этот принцип положен в основу астроинерциальных навигационных систем.

На рис. 8.8 показана схема одномерной астроинерциальной навигационной системы.

Она состоит из платформы П с жестко укрепленным на ней чувствительным элементом — акселерометром А и электрическим двигателем Д, телескопа Г с зубчатым сектором для сле-

Если самолет неподвижен и платформа первоначально установлена в горизонтальном положении, то сигнал на выходе акселерометра равен нулю, так как направление действия ускорения

219

тельной оси акселерометра

gjc=g sin is

где ц — угол наклона платформы к горизонту.

На выходе акселерометра появляется сигнал. Двойное его интегрирование дает сигнал, пропорциональный углу поворота платформы. Этот сигнал поступает на двигатель и заставляет его вращаться. Вследствие того, что телескоп осуществляет непрерывное и жесткое слежение за светилом, платформа начинает поворачиваться относительно оси, перпендикулярной оси телескопа, в сторону уменьшения угла отклонения. При этом уменьшается величина сигнала с выхода акселерометра и сигнала, поступающего с интеграторов на отрабатывающий двигатель Д. Платформа стремится вернуться в исходное положение в плоскость горизонта.

Систему можно сделать инвариантной по отношению к ускорениям самолета, т. е. можно сделать ее такой, что ускорения самолета не будут выводить платформу из плоскости горизонта.

В этом случае в полете платформа все время будет оставаться в плоскости горизонта. Этим осуществляется необходимая стабилизация акселерометра в горизонтальной плоскости, следовательно, он будет измерять только ускорения самолета. Первое интегрирование измеренного ускорения самолета дает составляющую путевой скорости Wx, а второе — составляющую пройденного пути Sx.

Если платформа стабилизируется и по другой оси с помощью другого телескопа, акселерометра и интеграторов, то получают составляющие Wv, Sv. По этим составляющим легко получить путевую скорость и координаты места самолета:

(8.7)

Наряду с этим с помощью системы могут непрерывно измеряться высоты двух звезд, на которые направлены телескопы. Высоты равны углу между плоскостью платформы и оптической осью телескопа. Эта информация также может быть использована для определения координат места самолета.

Кроме того, за счет стабилизации платформы в плоскости истинного горизонта система представляет собой невозмущаемую ускорениями самолета вертикаль, которая может быть использована для различных целей: стабилизация бомбардировочного прицела, выдачи сигналов на авиагоризонт и т. д. Поэтому астроинерциальные навигационные системы называют также астроинердиальной в е р т и к а л ь ю .

220

Для определения условий, которые делают систему инвариантной по отношению к внешним возмущениям, рассмотрим одномерную астроинерциальную систему.

В точке А платформа П системы установлена в горизонтальное (положение (рис. 8.9). Предположим, что при перемещении самолета из точки А в точку В за счет некоторых причин платформа получила наклон к местному горизонту, определяемый углом в. Если самолет

•

следует с ускорением W> то на выходе акселерометра, измерительная ось которого параллельна плоскости платформы, появится сигнал

Ux = kx (W cos в - g sin в),

Двойное интегрирование (8.8) дает представление о сигнале на выходе второго интегратора

/ t

и г = . М Л J J (W~ g<0) dt dt,

0 0

где k2 и kz — коэффициенты, характеризующие интеграторы.

Параметры отрабатывающего электродвигателя можно подобрать так, чтобы угол поворота платформы р при перемещении самолета был бы пропорционален сигналу £/3

Из рис. 8.9

Р = < х - е + л 0 ,

поэтому

//

(8.9)

где K=*kx*k2-къ*кА.

221

После двойного интегрирования (8.9) (получим

К (W — g&)=a — в 4-Л0.

Пройденное самолетом расстояние характеризуется углом а, поэтому

R — вертикальная скорость самолета.

С учетом этого получим следующее дифференциальное уравнение:

телескопа. Будем считать, что устойчивое слежение за светилом

Отсюда следует, что для получения инвариантной системы относительно ускорения самолета W должно быть выполнено условие

(8.13)

При таком выборе коэффициента К дифференциальное уравнение, описывающее поведение астроинерциальной навигационной системы, принимает вид

Таким же уравнением характеризуются колебания маятника Шулера, следовательно, астроинерциальная навигационная система подобна маятнику Шулера. Платформа системы совершает незатухающие гармонические колебания с периодом Г=84,4 мин и амплитудой 9о, равной начальной погрешности ее установки в плоскости горизонта.

222

Введение внешней навигационной информации в систему, например путевой скорости от доплеровского измерителя скорости и угла сноса, позволяет добиться затухающего характера колебаний платформы *.

Астроинерциальная навигационная система может включаться в контур автоматического управления летательным аппаратом. На рис. 8.10 приведена возможная структурная схема

Рис. 8.10. Возможная структурная схема одного канала астроинерциальной навигационной системы:

одного из каналов астроинерциальной навигационной системы, связанной с системой управления летательным аппаратом.

Секстант установлен на гиростабилизированной платформе. Данные об измеренной высоте светила h поступают в вычислительное устройство. Сюда же вводятся экваториальные координаты светил и звездное гринвичское время. Эти данные используются для определения координат места самолета.

Полученные таким образом координаты места самолета поступают в корректирующий блок 4У где сравниваются с координатами места самолета, полученными путем двойного интегрирования ускорений самолета. При несовпадении сигналов на вто-

* Более подробная теория астроинерциальных систем излагается, напри мер, в [20] и [36].

223

рой интегратор подается постоянное корректирующее смещение, которое приводит показания инерциальной части к показаниям астрономического вычислителя.

Сигнал, определяющий скорость аппарата, от вычислителя скорости 1 поступает в блок сравнения 2 и сравнивается с программным значением, поступающим из программного или задающего устройства 3.

Аналогично сравниваются значения других заданных и фактических параметров. На схеме эти другие системы сравнения не показаны.

При несовпадении программных и фактических параметров сигнал ошибки поступает на автопилот и другие механизмы управления, которые приводят летательный аппарат к заданному режиму.

Вес современных астронавигационных систем не превышает нескольких десятков килограммов. Системы обеспечивают наибольшую точность при больших дальностях полета [37].

Астроинерциальная навигационная система установлена на американском управляемом самолете-снаряде «Снарк». Вес системы составляет 454 кг при весе вычислителя около 40 кг [37}.

В США в настоящее время выпускаются миниатюрные гиростабилизированные платформы астроинерциальных систем с интегрирующими гироскопами и акселерометрами, находящимися в общем алюминиевом блоке высотой 28 см и диаметром 24,3 см. Такие платформы предназначаются для астроинерциальных систем управляемых ракет [37].

Астроинерциальные навигационные системы предполагают устанавливать также на межконтинентальных бомбардировщиках В-58 «Конвер» и В-70 «Норт Америкэн». Система будет входить составной частью в общую навигационно-бомбардировоч- ную систему самолета.

§ 8 . 4 . КОМПЛЕКСНЫЕ СИСТЕМЫ С АСТРОНОМИЧЕСКИМИ ДАТЧИКАМИ

Используемые в комплексных навигационных системах астрономические датчики компенсируют недостатки геомагнитных и радиотехнических датчиков и систем. Это определяется существенными преимуществами астрономических средств и методов навигации. С помощью астрономических средств возможно измерение курса с высокой точностью, недоступной другим типам курсовых приборов. Астрономические средства позволяют определять координаты места самолета практически с постоянной точностью, не зависящей ни от дальности, ни от продолжительности полета. Имеются и другие преимущества астрономических средств.

Рассмотрим один из возможных вариантов такой системы, предназначенной для сверхзвукового транспортного самолета [27].

224

Система включает стабилизируемую в плоскости горизонта платформу, доплеровский локатор, астрокорректор и цифровой вычислитель (рис. 8.11). В качестве астрокорректора используется автоматический секстант. Он стабилизируется по крену и тангажу от стабилизированной платформы. Сигналы для наведения секстанта на выбранную звезду по высоте и курсовому углу поступают от центрального цифрового вычислителя.

Рис. 8.11. Блок-схема астродоплеровской навигационной системы для сверхзвукового транспортного самолета

Измеренные значения высоты и курсового угла светила поступают в вычислитель и используются для расчета поправок в значения широты и долготы места самолета, полученных счислением пути по данйым доплеровского измерителя или инерциальным методом. Наряду с этим астрономический датчик используется для коррекции курса.

Как известно, погрешности счисления пути по данным доплеровского измерителя и погрешности инерциального метода возрастают со временем. Подобная система позволяет исключить (скомпенсировать) накапливающиеся погрешности в определении координат места самолета.

Для определения места самолета предусматривается поочередная пеленгация двух звезд.

В системе предусмотрено использование автоматического секстанта, работающего по звездам в дневных и ночных условиях. Высоты звезд измеряются в пределах от 40 до 80°. При сверхзвуковом полете предусматривается охлаждение секстанта.

225