rpd000000832 (1012236), страница 6

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

Текст из файла (страница 6)

- вектор случайных аддитивных ошибок измерений акселерометров;

- вектор систематических ошибок измерений акселерометров, обусловленный ошибками начальной выставки; является постоянным в течение всего активного участка и задается начальным разбросом с ;

- вектор систематических ошибок измерений акселерометров, обусловленный угловым дрейфом гироскопов; формируется в соответствии со следующей моделью:

,

т.е. включает дрейф, пропорциональный времени полета, действующим ускорениям и квадрату действующего ускорения;

- вектор систематических ошибок измерений акселерометров, обусловленный ошибками ориентации гироблоков; является постоянным в течение всего активного участка и задается начальным разбросом с ;

1. (Только для задания №3) Алгоритм работы бортовой инерциальной навигационной системы основан на интегрировании поступающих от интегрирующих акселерометров значений приращений кажущихся скоростей РН и восстановлении по вычисленному кажущемуся пути полного положения и скорости РН в инерциальной навигационной системе координат, посредством учета ускорений, вызванных гравитационным влиянием Земли. ИНС начинает свою работу за несколько секунд до старта и заканчивает после выгорания последней ступени (конец активного участка). Навигационная задача решается на борту один раз в секунду. БИК работает на частоте 64 Гц, т.е. БИК успевает сделать 64 измерения приращений кажущейся скорости. Эту информацию в течение секунды накапливает бортовой компьютер (БК).

Алгоритм работы ИНС формализуется следующими соотношениями:

где:

X_ИНСК – оценка компонент положения РН в ИНСК;

V_ИНСК – оценка компонент скорости РН в ИНСК;

- измеренная кажущаяся скорость РН до i-1 такта работы ИНС;

g(X_GR) – ускорение, обусловленное силой притяжения Земли.

Алгоритм вычисления проекции гравитационного поля силы притяжения Земли записывается в следующем виде:

где

 - константа гравитационного поля Земли (398600,44 км³/с²);

a_e – экваториальный радиус Земли (6378,136 км);

J₂₀ – коэффициент при второй зональной гармонике (-1082.63*10^-6).

Необходимо отметить, что для вычисления данных ускорений требуется пересчитать положение РН в гринвичскую СК, а после вычисления ускорений перевести полученные значения в инерциальную навигационную СК (см. Приложение №1).

1. (Только для задания №3) Моделирование работы радиовысотомера осуществляется в соответствии со следующим алгоритмом:

,

где

h_РВ – высота полета над поверхностью, измеренная радиовысотомером;

h^tr – истинная высота полета вертолета;

h_РВ – ошибки измерения высоты, определенные следующим образом:

,

где

- систематическая ошибка измерения высоты РВ, представляющая собой нормально распределенную случайную величину с нулевым математическим ожиданием и заданным уровнем СКО ;

- динамическая составляющая ошибки измерения высоты, представляющая собой стационарный случайный процесс, воспроизводимый стохастическим дифференциальным уравнением вида:

где - постоянная времени привода РВ,

- переменный коэффициент усиления фильтра, зависящий от разности истинной высоты , оценки высоты ИНС , разности истинного и измеренного значения крена ( ), а также истинного и измеренного значения тангажа ( ),

w - стандартный белый шум с единичной интенсивностью,

- случайная аддитивная составляющая ошибки измерения высоты, представляющая собой стационарный случайный процесс с нулевым математическим ожиданием и корреляционной функцией вида:

где - среднеквадратическое отклонение (СКО) от среднего значения;
- коэффициент затухания корреляционной функции для случайной ошибки измерения высоты.

Как известно, стохастическое дифференциальное уравнение формирующего фильтра, воспроизводящего случайный стационарный процесс с такой корреляционной функцией имеет вид:

,

где w - стандартный белый шум с единичной интенсивностью.

1. Алгоритм оптимальной фильтрации представляет собой квазилинейный фильтр Калмана для фиктивной динамической системы, модель движения которой включает вышеприведенные уравнения инерциальной навигации, дифференциальные уравнения ошибок ориентации и формальные дифференциальные уравнения для систематических ошибок гироскопов и акселерометров, а в качестве измерений – измерения радиовысотомера.

2. (Только для задания №4)Моделирование работы резервного навигационного контура СНС сводится к следующему алгоритму:

где

- оценка положения и скорости РН в гринвичской СК, вычисленная многоканальным приемником ГЛОНАСС/GPS;

- «истинные» положение и скорость РН в гринвичской СК (из файла с траекторией);

- ошибка определения положения и скорости РН в гринвичской СК:

,

- систематическая ошибка определения координат и скоростей РН;

аддитивная ошибка определения координат и скоростей РН, представляет собой реализацию случайного процесса, определяемого следующим уравнением формирующего фильтра первого порядка:

где

w – белый шум;

_ и _ – интервал корреляции и с.к.о. данного случайного процесса.

1. (Только для задания №4). Для функционирования бескарданной ИНС (БИНС) предусмотрен собственный измерительный комплекс, содержащий блок акселерометров, измеряющий вектор кажущегося ускорения в связанной СК, и блок датчиков угловой скорости, измеряющий вектор абсолютной угловой скорости ЛА в связанной СК.

Модель измерений акселерометров.

Измерения каждого из трех акселерометров, установленных по осям связанной СК формируются следующим образом:

,

где

- реальное («истинное») значение кажущегося ускорения вдоль i^ой оси связанной СК;

N_i – погрешность акселерометра, определяемая следующим образом:

,

где

- систематическая погрешность акселерометра, представляющая собой случайную величину, распределенную по нормальному закону;

- коэффициенты, учитывающие влияние величины ускорения на результат измерений; как правило постоянные величины, указываемые производителем акселерометров, однако, могут быть оценены в дальнейшем;

N_i – случайная аддитивная ошибка измерений акселерометров, представляющая собой реализацию случайного процесса, определяемого следующим уравнением формирующего фильтра первого порядка:

где

w – белый шум;

_N и _N – интервал корреляции и с.к.о. данного случайного процесса.

Модель измерений датчиков угловой скорости.

Измерения каждого из трех датчиков угловой скорости, установленных по осям связанной СК формируются следующим образом:

,

где

- реальное («истинное») значение проекции абсолютной угловой скорости ЛА на i^ую ось связанной СК;

_i – погрешность датчика угловой скорости, определяемая следующим образом:

,

где

- систематическая погрешность датчика угловой скорости, представляющая собой случайную величину, распределенную по нормальному закону;

- коэффициенты, учитывающие влияние величины угловой скорости на результат измерений; как правило постоянные величины, указываемые производителем ДУС, однако, могут быть оценены в дальнейшем;

- коэффициенты, учитывающие влияние величины ускорения на результат измерений; как правило постоянные величины, указываемые производителем ДУС, однако, могут быть оценены в дальнейшем;

_i – случайная аддитивная ошибка измерений датчика угловой скорости, представляющая собой реализацию случайного процесса, определяемого следующим уравнением формирующего фильтра первого порядка:

где

w – белый шум;

_ и _ – интервал корреляции и с.к.о. данного случайного процесса.

1. (Только для задания №4). Необходимо отметить, что навигационное решение, формируемое БИНС, является основным, т.е. в различных условиях полета и при различном состоянии глобальных навигационных систем именно навигационные определения БИНС позволяют сохранить относительную автономность системы, обеспечивая в тоже время приемлемую точность решения целевой задачи. Алгоритм работы БИНС состоит из двух частей:

• алгоритм определения положения и скорости КА;

• алгоритм определения ориентации ЛА.

Алгоритм определения положения и скорости РН.

Алгоритм работы определения положения и скорости РН основан на интегрировании поступающих от интегрирующих акселерометров значений кажущихся ускорений РН и восстановлении по вычисленному кажущемуся пути полного положения и скорости РН в инерциальной навигационной системе координат, посредством учета ускорений, вызванных гравитационным влиянием Земли. БИНС начинает свою работу за несколько секунд до старта и заканчивает после выгорания последней ступени (конец активного участка). Навигационная задача решается на борту с частотой 10 Гц.

Алгоритм работы ИНС формализуется следующими соотношениями:

Характеристики

Список файлов учебной работы