Ярлыков М.С. и др. Радиоэлектронные комплексы навигации, прицеливания и управления вооружением летательных аппаратов. Том 2 (2012) (1152003), страница 5
Текст из файла (страница 5)
1.2). Применяемые на современных ВС платформенпые ИНС постоянно горизонтируются, а в зависимости от положения гироплатформы в азимуте они бывают одного из двух типов [31: !) ИНС, свободная в азимуте, т.е. ИНС со свободной в азимуте гироилатформой (например, ИКВК-80-6); 2) ИНС, корректируемая в азимуте, т.е, ИНС с корректируемой в азимуте гироплатформой. Направления осей горизонтальной прямоугольной СК ОГ,'т)'~' соответствуют направлениям осей (без учета уходов гироскопов н других погрешностей) горизонтальной гироплатформы ИНС. В рассматриваемой СК ось О~', направлена вверх по местной геоцентрической вертикали, а оси ОР' и От)' перпендикулярны друг другу и лежат в горизон- 20 тальной плоскости.
По осям ОГ', О~' и От)' ориентируются оси гиростабилизированной платформы и оси чувствительности расположенных на ней акселерометров ИНС. Направления осей Ог,' и От)' задаются в горизонтальной плоскости при начальной выставке ИНС. Например, ось ОГ,' при начальной выставке платформенной ИНС принудительно может быть ориентирована параллельно продольной оси самолета.
В свою очередь, начальное положение продольной оси самолета определяется его стояночным курсом. Обычно в СК О~'т1'~' производится вычисление составляющих абсолютной скорости ВС, вертикальной составляющей абсолютного ускорения, гироскопического курса и т.д. [1, 5]. П оложение гироплатформы ИНС в азимуте, которое задается курсовым гироскопом, в зависимости от типа ИНС с течением времени изменяется в соответствии с одним из двух режимов. Дая НС, свободной в азимуте, режим характеризуется тем, что к ИНг; курсовому гироскопу не прикладывается никаких горизонтальных моментов. Работающий в таком режиме курсовой гироскоп называют свободным в азимуте. Основное свойство свободной в азимуте ИНС состоит в том, что абсолютная вертикальная (т.е.
относительно оси О~') угловая скорость азс =О. Для ИНС, корректируемой в азимуте, режим функционирования характеризуется тем„что к курсовому гироскопу прикладывается горизонтальный момент, причем такой величины„чтобы курсовой гироскоп поворачивался относительно вертикальной осн ОГ,', с абсолютной вертИКаЛЬНОй уГЛОВОй СКОрОСтЬЮ ЮСгщЗМПф, раВНОй ПрОЕКцИИ ВЕКтОра утловой скорости оз вращения Земли на ось ОГ'. Гироскоп, тарый раб ответ в этом режиме, называют гирополукомпасом [3). Основное отличительное свойство корректируемой в азимуте ИНС состоит в том, что ее абсолютная вертикальная угловая скорость го =го ыпф. Ниже, г;— е, если это не оговаривается особо, принято, что используется горизоптааьная свободпая е азимуте пяорпформенпая ИИС.
При этом прямоугольная система координат ОР,'т)7,' соответственно также является горизонтальной свободной в азимуте (гор=0), т.е. такая СК после выставки на старте не вращается в инерциальном (мировом) пространстве вокруг оси ОГ,', которая направлена по геодезической вертикали вверх. В качестве примера рассматриваются платформенные свободные в азимуте ИНС типа информационного комплекса вертикали и курса ( ), например, ИКВК-80-6 (Ц-060), основанные на использовании гИКВК, динамически настраиваемых гироскопов (ДНГ) типа ГВК-6 и акселерометров типа ДА-11М [1). Такие ИНС и их модификации применяются иа многих ВС четвертого поколения [11.
21 к, (1.2) Е„(г) =0„+ )ю,(т)бт, Рве. 1.3 Рвс. 1.4 (1.3) В=зр Ч Горизонтальная связанная СК. Зта система связана с ортодромической СК н представляет собой прямоугольную СК О»о1» (см. рнс. 1.2). Начало ее совмещается с центром масс ВС, т.е. с точкой Ось О», направлена по местной геоцентрической вертикали вверх и в нашем рассмотрении совпадает с осью О»'. Ось ОЦ представляет собой касательную к ортодромической параллели, проходящей через точку О.
Положительное направление оси О» выбирается в сторону ортодромического востока. Ось От) направлена по касательной к ортодромическому меридиану. Положительное направление оси Оо1 выбирают в сторону ортодромического полюса Ро. Положение оси Оо) в азимуте по отношению к географическому ме идиану характеризуется углом схождения Ь для каждого участка маршрута полета ВС (см. рис. 1.2). Взаимное положение координатных " Оч и От1' (соответственно ОР и О»') опРеделЯетсЯ Углом 0,(Г), наосеи Оч и фо мы ИНС. Он отзываемым ортодромическим азимутом гироплатформы .
н считывается по часовой стрелке в горизонтальной плоскости от оси Оо) до оси Оо)'. На каждом этапе маршруга полета ортодромический азимут 0,(1) рассчитывается по формуле где оос(т) — абсолютная вертикальная угловая скорость вращения, т.е. скорость вращения вокруг оси О» координатного трехгранника ОЕд» относительно невращающегося в азимуте координатного трехгранника О»'о)'»'„0,о — начальный ортодромический азимут гироплатформы для соответствующего этапа маршрута полета ВС.
Из (1.2) видно, что 0,(г) является функцией времени. Выразим 0„(г) через истинный и гироскопический курс ы ВС. Как видно из рис. 1.3, ортодромический азимут О, равен О„=ус-у„. Но так как уо=у-б, тогда получим где уо и у, — ортодр омический и гироскопический курсы ВС соответст венно; у — истинный курс ВС; Ь вЂ” угол схождения ортодромического и географического меридианов. Самолетная связанная СК. Зта система является прямоугольной декартовой СК ОХУУ, начало которой совмещено с центром масс ВС (рис. 1.4), а координатными осями являются продольная ось ОХ, нормальная ось ОУ и поперечная ось самолета ОУ.
Самолетная горизонтальная СК. Данная система координат, называемая иногда также самолетной горизонтированной СК, представляет собой прямоугольную декартову систему ОХ,У,У„, начало которой совмещено с центром масс ВС, а оси ОХ„и ОУ„лежат в горизонтальной плоскости. Ось координат ОХ„направлена вдоль проекции оси ОХ на горизонтальную плоскость, ось ОУ„перпендикулярна плоскости горизонта (рис. 1.4). Используемые при расчетах углы крена у и тангажа о характеризуют взаимное пространственное положение СК ОХУУ и ОХ,У„У„.
Заметим, что ось ОУ„не есть проекция оси ОУ на горизонтальную плоскость. Углом крена у называется угол между осями ОУ„и ОУ. Когда правое крыло ВС находится ниже горизонтальной плоскости ОХУ„то угол крена у считается положительным. Угол тангалса о представляет собой угол между осями ОХ„и ОХ.
Угол тангажа положителен, если нос ВС находится выше плоскости ОХ,У„. Угол тангажа и отсчитывается в пределах к90'. Видно, что угол тангажа о всегда лежит в вертикальной плоскости, тогда как угол крена у в общем случае не лежит в вертикальной плоскости. Угол крена у расположен в вертикальной плоскости только в том частном случае, когда угол тангажа о=О. Заметим, что СК ОХ„У,У„является частным случаем самолетной нормальной прямоугольной СК ОХ УУ,. Начало этой СК совмещено с центром масс ВС, оси ОХо и ОУо лежат в плоскости горизонта, а ось ОУ, направлена вверх по местной вертикали. Ось ОХ, в общем случае развернуга в горизонтальной плоскости относительно оси ОХ„на произ- вольныи угол |!|р, ко'гор ый называется углом рысканья.
Он положителен, если ось ОХв совмещается с осью ОХ„поворотом вокруг оси ОУ, по ча- ОХ УаХ и совой стрелке. Как видно, при |уз=0 системы координат ОХ,,-7, ОХ У 2 совпадают. В авиационных РЭК навигации, прицеливания и управления вооружением при решении боевых и навигационных задач применяются и ие (кроме рассмотренных выше) СК. Так, например, используются поля ная СК, которая необходима при обработке информац полярная гиперболическая, применяемая в алгоритмах преобразо б азоваиия сигналов РСДЙ, и ряд других СК (2, 5). 1.3. ПРИНЦИПЫ ФУНКЦИОНИРОВАНИЯ И АЛГОРИТМЫ КОМПЛЕКСНОЙ ОБРАБОТКИ ИНФОРМАЦИИ АВИАЦИОННЫХ РЭК ПРИ СЧИСЛЕНИИ КООРДИНАТ Функционирование авиационных РЭК навигации, прицеливания и п веления вооружением в режимах автономного определения коори управления овании меиюда динат ме стоположения самолета основано на использ я ВС.
счисления пути от носительно известного начального положения необпути (помимо известного начального положения) неоДля счисления пути ( ния ВС, а также об асполагать данными о направлении движения ВС, .П и этом его ускорении или скорости движения относительно Земли. ри пройденный путь ВС вычисляется путем двукратного интегрирования уск орения или однократного интегрирования скорости. К основным режимам автономного счисления координат в ав иационных РЭК относятся инерциальный, инерциально-доплеровский, со-воздушный, курсо-воздушно-доплеровский и др.
кур Ниже изложим основные алгоритмы счисления ко рди о нат ВС. Чтобы подчеркнуть физический аспект принципов функционирования РЭК, последующие алгоритмы (если это не оговаривается специально и не яв ляется целью рассмотрения) представляются не в виде рекуррентных соотношений, реализуемых БЦВМ, а в вице соответствующ их аналоговых выражений. 1З.1. АЛГОРИТМЫ АВТОНОМНОГО ВЫЧИСЛЕНИЯ ЗЕМНОЙ СКОРОСТИ ВС Вычисление земной скорости ВС на практике означает вычисление проекций вектора земнои скорости Ч„на оси какой"-либо СК (т.е. на оси навигационного трехгранника).
![](https://s.studizba.com/z.php?f=/templates/si/i/noavatar.png&w=100&h=100&t=1"){kind=avatar}
