Диссертация (Теоретический анализ точностных характеристик движения пассажирского самолета с измерительно-вычислительным комплексом бароинерциального типа в режиме посадки), страница 3

ПВД для измерения углов атаки и скольжения [10]Приемник имеет сферическую воспринимающую часть и цилиндрическую часть:диаметр шара: 5 отверстий расположены под углом в 450, диаметр отверстий d= 5мм.Давления p1, p2, p3, p4, p5 в отверстиях сферического ПВД связаны с угломатаки α и скольжения β зависимостями( ), ( ). Результаты известногоэксперимента [10] приведены на рисунке 1.4.б.-6010f(α)86420-40-20 -2 020-4-6-8-10beta=60betai=40α (0)40beta=20601.20f(β)1.000.800.600.400.20β (0)0.00-0.20 0.00 20.00 40.00 60.00-60.00 -40.00 -20.00-0.40-0.60-0.80-1.00alfa=20alfa=40alfa=60Рис.1.4.б. Зависимости f(α) =, f(β) =[10]1.2.2. Погрешности системы воздушных сигналовПриемники воздушных давлений предназначены для восприятия текущихзначений параметров воздушного потока, в частности статического и полного20давлений, и передачи информационных сигналов по пневмотрактам бортовымдатчикам давлений [1,2,3, 11-23].Метрологические характеристики ПВД определяются как геометриейсобственно ПВД, так и местом размещения его на фюзеляже самолета.В практике применяются пять типов датчиков давления [2]:-счувствительныммонокристаллическогоэлементомкремния,мембранногостипа,тензометрическимвыполненнымизпреобразователемдеформации чувствительного элемента в электрический сигнал (в СВС HG280Honeywell, США).

- компенсационного типа с сильфонным чувствительнымэлементом и пьезопреобразователем механического усилия в электрическийсигнал, типа 52 (применяется в системах воздушных сигналов тип 100 фирмыCrouzet, Франция).- вибрационные датчики с чувствительным элементом типа тонкостенногоцилиндра и электромагнитной системой возбуждения (российские датчики типаДДГ, разработанные «Аэроприбор - Восход» и применяемые во всех типахцифровых систем воздушных сигналов; датчики подобного типа выпускаются вСША, Германии, Китае).-вибрационныедатчикидавлениястонкостеннымцилиндромимагнитоэлектрической системой возбуждения колебаний (российские датчикидавления типа БВБЧУ и ДДЧГ).- вибрационные датчики давления с чувствительным элементом в видетонкостенной вибрирующей мембраны (выпускается фирмой Sperry, США дляприменения в генераторах воздушных давлений).В данной работе при анализе точностных характеристик СВС используетсядатчик типа ДДГ, так как датчики данного типа имеют высокую точность истабильность характеристик, широко применяются во всех российских цифровых21системах измерения высотно-скоростных параметров.

На рис.1.5 представленасхема модуля давления [2].Рис.1.5. Конструктивная схема модулядавления датчика ДДГ [2]1-корпус, 2-цилиндрический резонатор, 3-узелэлектромагнита, 4-полюсныйнаконечныкэлектромагнита, 5- узел электромагнитнойсистемы возбуждения и съема колебаний ЦР,6- штуцер подачи измеряемого давления, 7термочувствительный элемент1.2.3.

Схема бесплатформенных инерциальных навигационных системсамолетаМоделирование движения самолета после отрыва от ВПП легче всегопроизводить в абсолютном (инерциальном) пространстве, в котором наиболеепросто описываются перемещения и взаимосвязи углового и линейногоперемещениясамолетаспомощьюуравненийсвязывающихускорения(кажущиеся) и угловые скорости в связанной системе координат с координатамиинерциальной(базовойсистемыкоординат)движущейсявабсолютномпространстве с линейной скоростью, обусловленной вращением Земли в точкеотрыва от ВПП.Навигационная задача в бесплатформенной системы [24-31] управлениясводится к совместному решению в БЦВМ системы дифференциальных уравнений[27]:22 CX ;X=1 -CΩ;C=  - матрицы-столбцы, составленные из проекций вектора кажущегосягде X,X1ускорения на оси инерциальной и связанной с объектом системы координат;Ω- кососимметричная матрица, составленная из проекций вектора угловой скоростина оси ССК; С-матрица направляющих косинусов (МНК), характеризующаяугловоеположениесвязаннойсистемыкоординат(ССК)относительноинерциальной (базовой системе координат - БСК).Для навигации самолетов относительно поверхности земли уравнениядолжны описывать движение в неинерциальной навигационной системе координат.Общая схема работа БИНС в этом случае имеет вид рис.1.6 [32].Рис.1.6.

Общая схема работы БИНС[32]23Начальная выставка системДля обеспечения правильного функционирования БИНС в режиме навигациисистема должна пройти этап подготовки, называемый этапом начальной выставки[27]. На этом этапе, наряду с определением правильности ее функционирования,решаются следующие две основные задачи: 1) определение начальных значенийскорости и координат местоположения ЛА и 2) определение ориентации измерительных осей акселерометров и гироскопов, заключающееся в определенииначального значения матрицы направляющих косинусов, характеризующейвзаимную ориентацию координатного трехгранника, связанного с блокомизмерительных элементов БИНС, и системы координат, принятой за базовую.Эта информация должна быть введена в БИНС в качестве начальных условий длярешенияосновныхуравненийинерциальнойнавигациииуравнений,определяющих алгоритм решения задачи пространственной ориентации.1.2.4. Погрешности бесплатформенных инерциальных навигационных системсамолетаБольшинство современных высокоточных датчиков линейных ускорений иугловых скоростей имеет выходную информацию в интегральном виде, т.е.

онифактически являются датчиками приращений линейной скорости и углов вращенияЛА [27].В соответствии с принятым приборным составом БИНС основнымиинструментальным погрешностями являются [27]:в ДЛУ: отклонение масштабных коэффициентов от их номинальныхзначений; дрейф нулевых сигналов; погрешности привязки осей чувствительностиизмерителейкбазовымплоскостямобъекта;погрешностиквантованияизмерителей информации; нестабильность частоты источника питания;24в ДУС: уходы, не зависящие от ускорений; уходы, пропорциональныеускорениям; отклонения масштабных коэффициентов от их номинальныхзначений; погрешности привязки осей чувствительности измерителей к базовымплоскостям объекта.в системе начального ориентирования: ошибки начальной выставки блокаизмерителей в плоскости местного горизонта; ошибки начальной выставки блокаизмерителей в азимуте.Втаблице1.1[27]представленыориентировочныеточностныехарактеристики отечественных гироскопических датчиков различных технологий,используемых в системах навигации, ориентации, стабилизации и управлениясамолетом.Таблица 1.1Тип гидоскопаТочность,Разработчкикград/чГироскоп с10-1…102шарикоподшипниковыми опорамиГироскоп с электростатическимРПКБ, ОКБ «Темп-Авиа», НИИПМ,ЦНИИ «Дельфин»10-6…10-4ЦНИИ «Электроприбор», НИИКП10-4…10-3ЦНИИ «Электроприбор», НИИАП5.10-3…10-2НИИПМ,РПКБ,МИЭА, ЦИНИИподвесомГироскоп с магнитным подвесомПоплавковы гироскоп«Дельфин», НПО элекртромеханикиГироскоп с воздушным подвесом10-3…10-1НИИКП5.10-3…10-1РПКБ, НИИПМ, ЦНИИ «Дельфин»5.10-6…10-2РПКБ10-3…10-1НИИ «Полюс», НИИПМ, МИЭА, НТЦоси прецессииДинамически настраиваемыйгироскопТвердотельный волновой гироскопКольцевой лазерный гироскоп«Навигатор»25Волоконно-оптический гироскоп10-3…102ПНППК, НПО «Корпус», НТК«Физоптика», НПК «Оптолинк»Микромеханический гироскоп10-1…101ЗАО «Гирооптика», РПКБВ рис.1.7 показана точность гироскопов, построенных на различных физическихпринципах.Рис.1.7.Точность гироскопов, построенных на различных физических принципахВ данной работе в БИНС предложено использовать гироскоп кольцевойлазерный (точность в интервале 10-3…10-1 и акселерометр маятникового типа).Параметры датчиков, исходные для моделирования модуля измерений, приведеныв главе 4.1.3.

Совместная работа СВС и БИНСДля обеспечения автоматической посадки самолета обычно используютрадиосистемы аэродрома, обеспечивающие движение по глиссаде (система посадкиILS или MLS) и автономные системы самолета: бесплатформенную инерциальнуюнавигационную систему, систему воздушных сигналов, радиовысотомер, инезависимую от аэродрома спутниковую навигационную систему.

В работе26проведено исследование точностных характеристик движения самолета с ИВКбароинерциального типа для целей возможного использования в автономнойпосадочной системе минимального состава ИВК (СВС - БИНС).В работе проводится анализ точности движения самолета при совместной работеСВС и БИНС с алгоритмом, реализуемым в форме фильтра [33]:СВСБИНСРис.1.8. Функциональная схема рассмотренного бароинерциального ИВК1.4.

Требования к автономной автоматической посадке самолетаПосадка является завершающим этапом полёта и представляет собойснижение с высоты маршрута, выравнивание, касание ВПП и до полной остановки.В настоящее время к посадке предъявляются наиболее жесткие требования,обусловленные нарастанием интенсивности полетов, освоением пониженныхминимумов, расширением сети аэродромов, включая высокогорные и сограниченной длиной ВПП, возрастанием полетной массы самолета, воздействиемфакторов в неблагоприятном сочетании и т.

д.27Lвыр. ,tвыр.V сни.θгл.Н выр.XV гор. кас. кас. кас.V вер. кас.кас.V тра. кас.кас.Рис.1.9. Касание ВПП самолетомXкас. - точка касания; Vвер.кас. - скорость снижения при касании(вертикальная скорость); Vтракас. . - траекторная скорость; Vгор.кас. горизонтальная скорость; кас. - угол тангажа; кас. - угол атаки; кас. - уголнаклона траектории;Hвыр.

- высота начала выравнивания; гл. - углом наклонатраектории на глиссаде; Vсни. - скорость по глиссаде; Lвыр. - пролет ввыравнивании; tвыр. - время выравнивания.На процесс посадки накладываются достаточно жесткие ограничения, вособенности на его завершающий этап – касание ВПП.В момент касания ВПП самолет не должен выходить за существующиеограничения по безопасности соприкосновения с полосой аэродрома. Ниже приведенпример таких ограничений:1. Вертикальная скорость: -0.6 м с < Vвер.кас. <0 ;2.