Просмтор этого файла доступен только зарегистрированным пользователям. Но у нас супер быстрая регистрация: достаточно только электронной почты!

Текст из файла (страница 5)

Таблица 1.2.

Анализ точности процесса навигационных определений ракеты-носителя с помощью инерциальной навигационной системы и радиовысотомера

Постановка задачи: Рассматривается активный участок полета ракеты-носителя (РН), оснащенной инерциальной навигационной системой и радиовысотомером. Синтезировать алгоритм оптимальной обработки измерений навигационных подсистем и с целью его анализа точности провести имитационное моделирование процесса навигационных определений с учетом неточности задания начальных условий и систематических и случайных ошибок измерений (варианты).

Моделирование процесса навигационных определений ракеты-носителя с помощью бескарданной инерциальной навигационной системы и многоканального приемника СНС ГЛОНАСС/GPS.

Постановка задачи: Рассматривается активный участок полета ракеты-носителя (РН), оснащенной бескарданной инерциальной навигационной системой и многоканальным приемником СНС ГЛОНАСС/GPS. Синтезировать алгоритм оптимальной обработки измерений навигационных подсистем на основе слабосвязанной схемы комплексирования и с целью его анализа точности провести имитационное моделирование процесса навигационных определений с учетом неточности задания начальных условий, систематических и случайных ошибок измерений, а также ограничений на зону видимости антенны пользователя и на используемое число каналов (варианты).

Методические указания к заданиям №3 и №4.

1. В рамках данных заданий используются абсолютная геоцентрическая система координат (IF2000), мировая геодезическая система координат WGS-84, инерциальная навигационная СК, бортовая инерциальная СК и связанная СК. (см Приложение 1.)

2. В общем случае, полный вектор состояния РН задается компонентами положения и скорости в инерциальной навигационной СК, а также углами Эйлера или матрицей перехода от инерциальной навигационной СК к связанной, характеризующие угловой положение РН на активном участке полета. При этом предполагается, что начальный вектор состояния является случайным, распределенным по нормальному закону с заданным вектором математического ожидания и ковариационной матрицей.

3. Для моделирования «истинного» движения РН используется файл, содержащий компоненты положения, полной скорости и кажущейся скорости в инерциальной навигационной СК, а также углы Эйлера заданные с шагом 1с. на всем протяжении активного участка полета РН. Таким образом, для использования данной информации при моделировании процесса навигационных определений необходимо использовать аппроксимацию вышеупомянутых данных каким-либо методом полиномиальной аппроксимации. В качестве начальных условий для опорной (навигационной) траектории РН информация из файла в момент старта РН используется как вектор математического ожидания.

4. (Только для задания №3) Источником данных для бортовой инерциальной навигационной системы является информация поступающая с бортового измерительного комплекса (БИК). Основными компонентами БИК являются гиростабилизированная платформа и блок интегрирующих акселерометров.

Гиростабилизированная платформа представляет собой три двухстепенных гироскопа, расположенных в трех взаимно перпендикулярных плоскостях, и предназначена для создания на борту ЛА бортовой навигационной системы координат. Однако, в действительности, моделируемая гиростабилизированной платформой система координат отличается от ИНСК вследствие следующих причин:

• Начальная выставка гиростабилизированной платформы на стартовой позиции осуществляется неидеально, иными словами, оси моделируемой системы координат (данную систему координат будем обозначать далее как НСК1)отличаются от ИНСК на ошибки начальной выставки ГСП. Данное отличие описывается последовательностью трех поворотов на углы, соответствующие ошибкам начальной выставки, и преобразование координат в этом случае описывается матрицей поворота, вычисляемой по следующей методике:

где -координаты объекта в инерциальной навигационной системе координат,

-координаты объекта в навигационной системе координат 1,

- матрица преобразования ИНСК в НСК1,

,

где

A - угол поворота ИНСК, соответствующий ошибке выставки азимута:

,

H - угол поворота ИНСК, соответствующий ошибке выставки горизонта:

,

V - угол поворота ИНСК, соответствующий ошибке выставки вертикали:

,

• С течением времени полета ориентация гироплатформы будет все больше отличаться от начального. Источником ошибок в ориентации ГСП помимо не идеальности начальной выставки, является прецессия гироскопов, зависящая от времени полета ЛА и от перегрузок, возникающих в течении полета, и приводящая к . Уход гиростабилизированной платформы, вызванных угловым дрейфом можно описать при помощи следующей матрицы:

где , - суммарная погрешность ориентации осей ГСП в проекции на оси ИНСК.

Динамика дрейфа описывается следующим образом:

где , - суммарная погрешность на i+1 и i моменты времени соответственно,

- суммарный уход осей ГСП за промежуток времени .

В свою очередь можно представить как сумму “свободного” ухода ГСП, не зависящего от внешних воздействий, а зависящего только от времени, и погрешность в ориентации осей вызванная действием перегрузок:

где - вектор скорости “свободного” ухода осей ГСП,

,

где - вектор скорости ухода осей, пропорциональный ускорению;

- вектор скорости ухода осей ГСП из-за ошибок дисбаланса при действии ускорения в направлении кинетических моментов;

- вектор скорости ухода осей ГСП из-за ошибок неравножесткости.

Компоненты векторов скорости ухода осей являются гауссовскими случайными величинами.

• Измерения приращений кажущейся скорости проводятся с помощью интегрирующих акселерометров. Интегрирующие акселерометры представляют собой тяжелый двухстепенной гироскоп, тело которого закреплено на протяженной штанге. Они расположены по трем взаимно перпендикулярным осям, совпадающим с осями ГСП. Блок акселерометров, так же как и гироплатформа, имеет ошибки начальной выставки. Моделирование данных ошибок производится по схеме, аналогичной схеме моделирования ошибок начальной выставки ГСП и соответствующая матрица , описывающая преобразование от системы координат НСК2 к БНСК выглядит следующим образом:

,

где X, Y, Z - углы, соответствующие ошибкам ориентации блока акселерометров:

,

,

,

• Кроме того, коэффициент усиления каждого акселерометра является гауссовской случайной величиной с характеристиками:

• Помимо этого, измерения каждого акселерометра сопровождаются случайной ошибкой измерений, являющейся гауссовской величиной с характеристиками:

,

Тогда, полный алгоритм моделирования работы БИК, т.е. процесс формирования измерений приращений кажущейся скорости, снимаемых с акселерометров, можно представить в следующем виде:

1. Пусть вектор реальных приращений кажущейся скорости W_ИНСК. Тогда осуществляя преобразование ИНСК к БНСК получаем значение вектора приращений кажущейся скорости в БНСК:

W_БНСК = R_aD_ГСПR_НВW_ИНСК.

1. Значения вектора приращение кажущейся скорости, снимаемых с акселерометров вычисляются в соответствии со следующим соотношением:

где W = (W_x, W_y, W_z)^T - вектор случайных ошибок измерений;

S_x, S_y, S_z - значения коэффициентов усиления акселерометров.

Кроме того, акселерометры обладают зоной нечувствительности, в связи с чем приращение кажущейся скорости поступающее с акселерометров сравнивается с некоторым пороговым значением. Если величина меньше порога, то на выход передается 0.

1. Упрощенная модель функционирования БИК описывается следующими соотношениями:

где:

- вектор приращений кажущейся скорости за такт работы ИНС, измеренный блоком акселерометров;

- вектор приращений кажущейся скорости за такт работы ИНС на истинной траектории РН;

Характеристики

Список файлов учебной работы