Ярлыков М.С. и др. Радиоэлектронные комплексы навигации, прицеливания и управления вооружением летательных аппаратов. Том 2 (2012) (1152003), страница 6
Текст из файла (страница 6)
Как отмечалось ранее, в авиационных РЭК земная скорость ВС обами на основе Ч„может определяться автономно несколькими снос фо ИНС, ДНСС (или МФ РЛС) и СВС. Основным из них являет, которые автономны и обладают абсолютной помехозащищенностью. Алгорипин вычисления саставляюи4ик вектора земной скорости ВС на основе ИНС.
В данном режиме на выходах интеграторов каналов скорости в платформенной ИНС формируются сигналы, пропорциональные горизонтальным составляющим (гц и 1;ч вектора абсолютной линейной скорости самолета Ч,(|) на оси координат Ог' и О|)' (рис. 1.2), в соответствии с выражениями (! — 3] Ч.1 (') =Ч 4о+ ~аГ(т)бт; (!.4) Чав'(Г) = Чая'О + 1!а,„,(т)|(тй Здесь ас(|) и ач(|) представляют собой сигналы, пропорциональные составляющим абсолютного линейного ускорения ВС, наблюдаемые на выходах усилителей соответствующих акселерометров; );гв и Р,ч а — известные начальные значения составляющих вектора абсолютной линейной скорости ВС. Вектор земной скорости ВС Ч„(г) определяется на основе соотношения инерциального навигационного треугольника скоростей (2): Ч, (г) = Ч„(г)+ Ч„(|), где Ч„(г) — вектор переносной скорости ВС.
Тогда имеем (1.5) Ч„=Ч, — Чв Вектор Ч„направлен на Восток и обусловлен линейной скоростью суточного вращения Земли. Он характеризуется формулой Чв щз к Нар где й, — вектор угловой скорости вращения Земли„|л,и15 град/час= =7,29!О' рад/с; К,р — радиус-вектор вращения, модуль которого В.,р=Рсоз|Р; |Р— геоцентРическаа шиРота ВС; Р=й,+Н вЂ” РадиУс-вектоР ВС, Н вЂ” высота ВС иад поверхностью земного шара; й; — 6371110 м. Согласно (1.6) модуль переносной скорости ВС определяется выражением 1"а= го,р соз|р; (1.7) В соответствии с (1.5) проекции вектора земной скорости ВС на оси Ос,' и О|!' имеют вид 25 24 (1.8) а кК,=Чч, 1 к~ лгл = Я, (1.13) Рис. 1.5 ч )кч ю", = — 18Ф. Р (1.14) 27 26 у — Рч' Рс~' где Чм и Ч вычисляются согласно (1.4), а Ч„. и Ч„„рассчитываются на основе (1.6) и (! .7) с учетом углов 6 и 0,(г) (см.
рис.. ). Переход от проекций Чм и Ччч к проекциям м ь, Ч и 'Ч в СК О»с!» выполняется с помощью формул, отражающи х ново от в горизонтальной плоскости осей СК О»с!» относительно СК О»'ц'»' на угол, равный орт одром и чес кому азимуту гироплатфор мы ИНС 0 (с) (пис. 1.5): „() 102 );с= (г,с соз0„+ К з!п0„; (1.9) Р„„=-К,, з)п0,+ К„„соз0„, где 0„вычисляется согласно (12).
Изображенный на рис. 1.5 вектор Ч представляет собой путевую скорость ВС и определяется проекичд цией Ч, на горизонтальную плоскость. Входящая в выражение (1.2) угловая скорость «эс(с), как отмечалось ранее, обусловлена двумя факторами: вращением Земли вокруг полярнои оси и переме ремещением ВС относительно земной поверхности. В этой связи она может быть представлена в виде шс(г) = со'с(г) + ю "с(г).
(1.10) Как видно из рис. 1.6, где рассматривается сечение земного шара по плоскости географического меридиана, проходящего через центр масс ВС, вызванная вращением Земли составляющая аэ'с(с) равна: со с(г) = ш, зшср, (1.11) где ср — геоцентрическая широта ВС. Зависимость и'с(с) от времени обусловлена изменением во времени геоцентрической широты ср(Г) в процессе полета ВС. На рис. 1.7 изображено сечение земного шара по плоскости ортодромического меридиана.
проходящего через центр масс ВС, т.е, через точку О. Из рисунка следует, что составляющая в"с(г), обусловленная неремвщением ВС, подобно (1.11) определяется выражением со "с(г) = йл соз(90'-Ф) = йл япФ, (1.12) где с)л=бЛlбг — ортодромическая угловая скорость, обусловленная вращением центра масс ВС вокруг оси РвР'ч (см. рис. 1.2). Как следует из рассмотрения рис.
1.2 и рис. 1.7, вектор угловой скорости Йл (Г) равен: Тогда модуль угловой скорости йл определяется формулой гдето,р=рсозФ; Ф вЂ” ортодромическая широта точки О. С учетом (1.13) соотношение (1.12) принимает вид При этом абсолютная угловая скорость еэс(г) вращения вокруг оси О» в соответствии с (1.10), (1.11), (1.14) характеризуется формулой: со (Г)=со,япср+ — 18Ф. (1.15) 3 Как видно нз (1.15), если ВС летит строго вдоль ортодромического экватора, т.е.
Ф=О, то угловая скорость еэС(С) в этом случае равна в (с) = вэ, яп ср и обусловлена только вращением Земли. О~ Рне. 1.6 Рис. 1.7 Таким образом применительно к самолетам и вертолетам осно вой для автономного вычисления вектора земной скорости Ч„(тем самым основой и для автономного счисления координат ВС) являются ИНС. Естественно, что рассмотренная выше навигационная задача, решаемая на основе ИНС, хотя и является важнейшей для ВС, далеко не исчерпывает весь круг задач, возлагаемых на ИНС. Современные ИНС самолетов и вертолетов автономно и автоматически позволяют вычислять оценки всех компонент навигационного вектора состояния ВС (кроме воздушной скорости) которые необходимы для навигации, управления полетом и решения задач боевого применения (1 — 3).
На самолетах и вертолетах четвертого поколения и их модификациях (по- 28 коление 4+), как правило, эксплуатируются платформенные ИНС, выполненные на базе применения гироскопов типа ДНГ (1). Тем не менее, еще с 80-х годов прошлого века, следуя мировой тенденции развития ИНС, проводятся работы по созданию и применению беснлатгрорменных (бескарданных) инерциальных навигационных систем — БИНС вЂ” для различных типов ЛА (1, 3, 9). В БИНС блоки акселерометров и гироскопов разделены, причем акселерометры устанавливаются непосредственно на ЛА отдельно от гироскопического блока.
Назначение гироскопического блока в БИНС состоит в том, чтобы реализовать на борту ЛА инерциальную систему координат. Разрабатываемые БИНС основаны на применении как гироскопов с внутренним карданом, т.е. типа ДНГ, так и принципиально новых гироско&ов: волновых твердотельных гироскопов, оптических гироскопов (кольцевых лазерных гироскопов и волоконно-оптических гироскопов) и др. (1, 9). В основе навигационного алгоритма БИНС лежит интегрирование проекций вектора ускорения в осях какой-либо СК (в осях навигационного трехгранника). В реальных БИНС в качестве навигационного трехгранника могут использоваться географическая, ортодромическая и др.
СК. Алгоритм вычисления составллницик вектора земной скорости ВС на основе ЛИСС (МФ РЛС) и курсовой системы. Другой способ вычисления составляющих вектора земной скорости )гм и (х„„основан на использовании информации ДИСС (или МФ РЛС) и курсовой системы (2). Е сли в состав авиационного РЭК навигации, прицеливания и управления вооружением входит доплеровский измеритель, например, типа ДИСС-7, обеспечивающий раздельную обработку сигналов лучей (2], тогда в самолетной горизонтальной СК ОХ,У„с, вычисляются проекции К и г' вектора земной скорости Ъ'„на оси ОХ, и 02, (рис. 1.8). Составляющие вектора земной скорости Рм и )г„„определяются согласно зависимостям, отражающим поворот СК ОХ,У2, по отношению к СК ОРЛ~ в горизонтальной плоскости на угол (щ+Фу,); )'„1 = )г з(п(зу, + Щ,) + )г соз(зр, + Азу,); )х, = Р' соз(зу„+ Ац1,) — К згп(1у, + А1у,), (1.16) где ~~, — ортодромический курс ВС„Ац~, — поправка, учитывающая наличие углов между осями СК ОХ„У,У, и соответствующими осями СК, связанной с антенной ДИСС.
При этом предполагается, что на борту ВС имеется та или иная курсовая система, на основе информации которой ортодромический курс ц~, является известным. 29 Рис. 1.8 (1.17) ЗО 31 На практике при полете ВС, близком к горизонтальному и прямолинейному, измерения на основе информации ДИСС характеризуются более высокой точностью по сравнению с другими способами. Однако в ряде случаев ДИСС оказывается неработоспособным. Например, при значительных углах крена и тангажа ДИСС переводится в режим «Память».
Плохо работает ДИСС при полетах ВС над морем в штиль [2). Алгоритм вычисления составляюи1ик вектора земной скорости ВС на основе СВС. Составляющие вектора земной скорости )ги и Р'„авиационных РЭК могут быть также получены на основе информации о векторе воздушной скорости У, измеряемой на основе СВС, и векторе скорости ветра %, хранящейся, например, в памяти БВС. При этом в алгоритмах используется соотношение навигационного треугольника скоростей 12) которое применительно к проекциям на оси Ос, и Оз) принимает вид где 1'и 1'„и Н'и И'„— проекции векторов У и Ж на соответствующие оси СК ОЦт) ~.
Этот способ вычисления составляющих вектора земной скорости ВС является хотя и самым простым, но наименее точным, поэтому он используется в авиационных РЭК как резервный, при отсутствии информации о скорости ВС от ИНС и ДИСС. Как показано в гл.
3, т. 1, значительный выигрыш в точности определения координат ВС, его скорости, других навигационных и специальных параметров достигается при совместной обработке информации от нескольких измерителей. В авиационных РЭК, содержащих в своем составе ИНС и ДИСС (или МФРЛС), заметный выигрыш в точности автономного определения компонент вектора земной скорости ВС )'о и К достигается путем совместной обработки информации ИНС и ДИСС, т.е.
в таком случае реализуется автономный инерциально-доплеровский режим. 1З.2. АЛГОРИТМ АВТОНОМНОГО КОМПЛЕКСНОГО ВЫЧИСЛЕНИЯ ЗЕМНОЙ СКОРОСТИ ВС НА ОСНОВЕ ИНФОРМАПИИ ИНС И ДИСС Рассмотрим алгоритм КОИ для автономного вычисления проекций вектора У„на оси ОР, и От) в случае, когда информация ДИСС 1или МФРЛС ФРЛС) применяется для формирования корректирующих поправок в выходные сигналы ИНС. Применительно к различным типам ВС в таких алгоритмах используются линейные либо соответствующие угловые скорости 12). Для определенности примем, что в алгоритме КОИ используются Ии „на линейные скорости. Применительно к проекциям скоростей )'„и К на оси Ос, и Оз) алгоритмы аналогичны друг другу„поэтому остановимся на соотношениях лишь для одной составляющей.
![](https://s.studizba.com/z.php?f=/templates/si/i/noavatar.png&w=100&h=100&t=1"){kind=avatar}
