Ярлыков М.С. и др. Радиоэлектронные комплексы навигации, прицеливания и управления вооружением летательных аппаратов. Том 2 (2012) (1152003), страница 7
Текст из файла (страница 7)
Индексы координатных осей с или т) далее для простоты опускаем. При комплексировании измерителей согласно нринцину инвариантности, как это было рассмотрено в гл. 3, т. 1, используем типовую схему компенсации с субоптимальным фильтром в системе КОИ (см. рис. З.З, т. 1). В соответствии с методами ОЛО, рассмотренными в 3.4, т. 1, решим задачу синтеза оптимального (субоптимального) фильтра системы КОИ, представленной на рис. 3.3, т. 1.
Цель данной задачи состоит в том, чтобы изложить методику формирования алгоритмов КОИ. В силу данного обстоятельства ММ вектора состояния и вектора наблюдения выбр б аны типовыми и простейшими. Естественно, что реальные технические решения КОИ на самолетах и вертолетах четвертого поколения и их модификаций являются более сложными, хотя их суть при этом остается неизменной.
Применительно к какой-либо одной координатной оси Ос, или От! на основе информации ИНС согласно (1.9) формируется измеренное значение уи(Г)=$;и(Г) составляющей вектора Ъ',, а в соответствии с (1.16) на базе информации ДИСС (или МФ РЛС) соответственно получаем сигнал уд(г)=!'„п(г) (здесь индекс координатной оси ОЦ или Оц оп щен, а индексы «И» и «Д» означают источник информации). опущен, а В нормальных режимах функционирования ИНС и Д и ИСС измеренные значения сигналов, как показано в З.б, т.!, можно представить в виде; уи(г) = каи(г) = ка(г) + А)'(г); (1.19) уд(г) = К (г) = К«(г) + а(г), где 1;(г) — истинное значение соответствующей проекции на ось Ос„или От) вектора земной скорости ВС; АЩ) — постоянная (или медленно меняющаяся) ошибка ИНС; а(г) — погрешносп измерения ДИСС, описываемая широкополосным флуктуационным процессом.
Следуя 3.4 и З.б, т.1, ММ для погрешности ЬЩ) в простейшем случае принимаем в виде аз)' = О, ЬК(го)=азго, (1.20) где А!го — начальное значение скорости. Погрешность а(г) часто аппраксимируют стационарным БГШ с известными статистическими характеристиками [21. Сформированное согласно представленной на рис. 3., . 3.3, т.1 схеме компенсации наблюдение для фильтра системы КОИ имеет вип г(г) =уи(г) -уд(г) = АУ(г)- к(г). (, ) 1.21) ' С учетом (1.2!) рассмотрим в качестве оцениваемого процесса погрешность А); которая наблюдается на фоне аддитивного БГШ п,(г)=е(г). Применяя метод ОЛО, изложенный в 3.4, т.1, получим оптимальную оценку погрешности А1; которая в соответствии с уравнением (3.17, т.1) при учете (1.20) и (1.21) определяется соотношением: АК(г)=.(И (г)-АК(г)1, А М=АК,, (1.22) где к(г) — оптимальный коэффициент передачи фильтра КОИ, рассчитываемый согласно (3.18, т.1).
Для простоты далее принято, что Ь1«=0 и к(г)=к=совой т.е, синтезируемый фильтр системы КОИ является субоптимальным. Переходя в (1.22) к операторной форме записи, с учетом (1.21) для соответствующих изображений получим АР(р) = Ак'(р)- ' (р), р+к р+к (1.23) (1.24) к'„='ч' -ц)л = Р'„+ ' АК+ р+к р+к Переходя согласно (1.24) от изображения к оригиналу, получим выходной сигнал Р'„(г), который представляет собой откорректированное значение составляющей вектора земной скорости ВС. Как следует из (1.24), 1г„(г) имеет существенно меньшие погрешности по сравнению с сигналами !'ьн(г) и Рад(г), т.е. с сигналами, измеряемыми отдельно ИНС и ДИСС.
1.3.3. АЛГОРИТМ АВТОНОМНОГО ВЫЧИСЛЕНИЯ ОРТОДРОМИЧЕСКИХ КООРДИНАТ ВС Автономное вычисление ТКМС в авиационных РЭК, как отмечали, обычно выполняется методом счисления пути в артодромической системе координат (см. рис. 1.2) путем интегрирования соответствующих угловых скоростей Йе(г) и Йл(г) при известных начальных значениях счисляемых координат Ф(г)=фо+ )йф(т)г)т; 'а А(г) = Ао+ )йк(т)Ж, (1.25) где Фо и Ло — начальные ортодромнческие координаты ВС в момент го.
33 где р — символ преобразования Лапласа. Структурная схема устройства, реализующая описанный алгоритм автономного вычисления составляющей вектора Ъ'„(г) на основе КОИ ИНС и ДИСС, как отмечалось выше, представлена на рис. 3.2, том 1, причем структура фильтра системы КОИ определяется согласно (1.23).
Изображение сигнала ~'„на выходе устройства, реализующего данный алгоритм, с учетом (1.19) и (1.23) равно: 32 Заметим, если линия заданного пути (ЛЗП) совпадает с ортодромическнм экватором, то Ф(!) определяет откл онение от ЛЗП, а Л(!) представляет собой длину пройденного ВС пути.
Входящие в (1.25) угловые скорости изменения ортодромических координат йо(1) = Ф(1) и йл(1) = Л(1) характеризуют, как вцдно из ис. 1.2, в ащение центра масс ВС (точки 0) соответственно вокруг осей (.Д и Р,Р',. Векторы угловых и линейных ускорений связаны соотношениями Эйлера (см. рис. 1.2) [2, 3]: '(г (!) = й4(!) х Й!,. (1.26) К (!) () «ч Р У.4(!) йл(!) = рсовФ (1.27) где У,~(!) и Р„(!) в зависимости от режима функционирования авиационного РЭК вычисляются согласно (1.9), (1.16), (1.18) или (1.24).
Модуль радиус-веюлора =Л,+ где Н вЂ” высота полета ВС; к, — радиус Земли. Как видно из рассмотрения соотношений (1.8) — (1.27), они представляю валяют собой взаимосвязанную систему, поэтому все расчеты при счислении координат ВС необходимо производить сонме 34 У„,(!) = йл(!) х Кз, где радиусы вращения равны; К! = О!О = р Кг= р созФ, В (1.26) знак «х» означает символ векторного произведеншь Положительное направление вектора угловой скорости ьве для левой ортодромической СК (см.
рис, 1.2) соответствует перемещению ВС от ортодромического экватора вдоль ортодромического меридиана ер, к точке,( ). Ри Р (Ф>0). П этом отметим, что положительное направле- ние вектора йф и положительное направление оси Ог, противополож- ны. Поэтому проекция вектора Йф на ось ОР„равна -йе(!). С учетом этого замечания в соответствии ! . ) у с (1.26) гловые скорости равны: 1.4. ПРИНЦИПЫ ФУНКЦИОНИРОВАНИЯ АВИАЦИОННЫХ РЭК В РЕЖИМАХ КОРРЕКЦИИ КООРДИНАТ ВС ОТ ПОЗИЦИОННЫХ ИЗМЕРИТЕЛЕЙ Как отмечалось, для коррекции координат ВС используются различные радиотехнические и иные позиционные измерители. Под позиционными измерителями понимаем такие, которые тем или иным способом непосредственно измеряют координаты ВС. Обычно корректирующие поправки формируются на основе сигналов СРНС, РСБН, РСДН, МФ РЛС, астронавигационных систем и т.д. Часто позиционные измерители являются неавтономными.
В настоящее время в качестве высокоточного корректора при вычислении координат самолетов и вертолетов все шире применяют СНПр среднеорбитальных СРНС типов ГЛОНАСС и ОРБ. Для ВС, крылатых ракет и т.д. СНПр становятся основным корректором координат (1). Принципы функционирования авиационных РЭК в режиме коррекции координат от позиционных измерителей иллюстрируются рис, 1.9. Рассмотрим типовой алгоритм коррекции координат ВС по данным от одного из позиционных измерителей: СРНС, РСБН или РСДН. Для определенности в качестве позиционного корректора рассматриваем РСБН.
При этом на основе вычисленных в БВС (по информации автономных навигационных систем) значений ортодромических координат Л(!) и Ф(!) с учетом известных координат опорных точек РНС (т.е. РМ) и относительной высоты полета ВС Н „рассчитываются наклонная дальность до РМ Р, и азимут самолета О,. Здесь индекс «а» означает, что информация получена от автономных систем. В зоне действия РНС (в частности, РСБН) с помощью бортовой приемообрабатывающей аппаратуры вычисляются значения Вр и Ор, которые являются более точными, чем О, и О,. Индекс «р» означает, что использована РНС.
Для коррекции формируются текущие разности: Ь0=0, —.0р и ЛО=О, Ор. Алгоритмы коррекции координат ВС применительно к текущим разностям Л0(!) и ЬО(!) выполняются обычно по методу квмпвисации с включением в системы КОИ субоптимальных фильтров (по принципу функционирования аналогично рассмотренному в 1.3.2). Сформированные на выходах фильтров системы КОИ поправки Л 0 (!) и Л О (!) по правилам преобразования СК пересчитываются в требуемую (например, ортодромическую) систему отсчета.
На ВС четвертого поколения и их модификациях фильтры систем КОИ обычно синтезируются на основе методов ОЛО (см. 3.4 и 3.5, т. 1). При этом поправки Л 0 (!) и Л О (!) являются субоптимальнымн оценками Л0(!) и ЛО(!). Полученные таким путем поправки ЛФ(!) и ЛЛ(!) используются уже в ортодромической СК для коррекции счисленных на основе (1.25) значений координат ВС в соответствии с формулами: 35 Ф(г) = Фо+ а)э +к!ЛФ)йт, (1.28) ! Л(Г) Ло + )1ь)л + язв)!)т, !ю где к! и кз — размерные коэффициенты пропорциональности, соответствующие ортодромической широте Ф(!) и ортодромической долготе Л(!). Алгоритмы коррекции координат ВС по информации СРНС, РСБН или РСДН по существу аналогичны, хотя и имеют определенные особенности. Вычисленные согласно (1.28) ортодромические координаты Ф(г) и Л(!) в авиационных РЭК прежде всего используются при выполнении полета по частноортодромическому маршруту для того, чтобы удерживать ВС на линии заданного пути.
При этом реализуется маршрутный (траекторный) способ вывода ВС в заданную навигационную точку (НТ). С этой целью в алгоритмах управления ВС (см. рис. 1.9) определяются следующие основные параметры управления: линейное боковое уклонение к рФ, оставшаяся дальность до очередного ППМ Р„п и заданный курс !1з, . Показатели и соответствующие им критерии эффективности авиационных РЭК при полете ВС по заданной траектории, в частности, по ЛЗП рассмотрены в гл. 7, т. 1. В общем случае в зависимости от того, по какому параметру осуществляется управление полетом и в какой системе координат решаются основные задачи навигации, а также от дальности полета ВС и требуемой точности (при управлении боковым движением) различают маршрутный (траекторный), путевой и курсовой способыб ы вывода ВС в заданную точку НТ (например, ППМ) (2).
![](https://s.studizba.com/z.php?f=/templates/si/i/noavatar.png&w=100&h=100&t=1"){kind=avatar}
