Ярлыков М.С. и др. Радиоэлектронные комплексы навигации, прицеливания и управления вооружением летательных аппаратов. Том 2 (2012) (1152003), страница 8
Текст из файла (страница 8)
Наибольшее применение в авиации получил маршрутный метод управления ВС. При маршр»тном мегподе решение задачи определения координат местоположения ВС и формирование сигналов управления осуществляются в частно-ортодромической СК. ЛЗП (частная ортодромия) для отрезка маршрута определяется координатами двух соседних ППМ и ортодромическим путевым углом. В качестве управляющих параметров при маршрутном методе выступают боковое уклонение г от ЛЗП, а также ЫФ. При путевом методе ВС вь!водится в заданную НТ по линии краюнчайзиего пути. Управление движением ВС осуществляется таким образом, чтобы вектор путевой скорости У, был направлен на НТ. При курсовом методе продольная ось самолета направляется на НТ.
Курсовой метод вывода ВС в заданную точку, при котором не учитывается угол сноса, можно рассматривать как частный случай путевого метода. 37 36 Управление боковым движением ВС дополняется управлением продольным движением, которое складывается из управления высотой и скоростью полета. Как уже отмечали, в БЦВМ, где осуществляется счисление координат, входные данные поступают в дискретные моменты времени с определенным периодом дискретности. Естественно, при этом и сами вычисления согласно (1.8) — [1.28) производятся в дискретной форме. Возможные дискретные аналоги для различных алгоритмов счисления координат ВС могут быть получены в соответствии с формулами, приведенными в гл. 3, т.1. Обсуждая принципы функционирования авиационных РЭК в режимах коррекции счисленных координат от различных измерителей, следует отдельно выделить комплексирование ИНС, которая рассматривается как базовая навигационная система, и КЭСНН, которая используется как высокоточный корректор [1, 3!.
При этом объединение таких навигационных систем может осуществляться как по разомкнутой схеме, когда обратное воздействие отсутствует, так и по замкнутой схеме коррекции, когда ИНС и КЭСНН представляют собой взаимосвязанную систему. Естественно, что применение КЭСНН в авиации выходит за пределы обсуждаемого случая. Рассмотрение автономных автоматических систем навигации по геофизическим полям Земли, каковыми являются КЭСНН, представляет собой самостоятельную область вне рамок данной книги. Нрммером применения КЭСНН на современных ВС в качестве высокоточного корректора может служить принцип действия системы КОИ при коррекции ИНС по данным о высоте рельефа местности [1, 3, 101.
При этом считаем, что на борту ВС имеются радиовысотомер, измеряющий высоту Нр относительно поверхности Земли, и нерадиотехническая система измерения высоты полета Н относительно поверхности земного эллипсоида. Система измерения высоты Н обычно строится на базе вертикального канала ИНС, объединенного с баровысотомером. Кроме того, полагаем, что на борту ВС известна высота г рельефа как функция геодезических координат В и Л [карта рельефа местности) [1,3, 10): г = г[В,Е).
Для коррекции ИНС при корреляционно-экстремальном методе навигации на основе карты рельефа местности используется уравнение связи: Н вЂ” Н, — г[В,Х.) = О. ИНС корректируется по данным о высоте рельефа г в текущей точке, находящейся под самолетом [см. Рис. 1.10). Обычно коррекция ИНС выполняется дискретно в точках маршрута, которым соответству- 38 ют высоты Рельефа, кратные, например, 50 м, т.е. в точках, где -0 м; 50 м 100 м итд На рис !!О такие точки отмечены буквами А В С .0 и Е.
Пусть ВС в действительности перемещается по прямой ОЕ. Когда ВС находится в исходной точке О, то на основе ИНС вычисляются текущие координаты, которым соответствует положение самолета в точке 0'. Это означает, что погрешность ИНС характеризуется вектором 00'. При перемещении ВС в точку А на основании уравнения связи становится известно, что г=150 м. Это означает, что сам , что самолет находится в одной из точек на линии равных высот рельефа г=150 м.
Рис. 1.10 Е енно с ать о са о наход,я в точке а ближаи шей к точке А', котоРая соответствует показаниям ИНС в момент, когда в действительности находится в точке А. Таким обр аким о разом, за положение ВС теперь следует принять точку а. При этом погрешность, характеризуемая до коррекции отрезком АА', сменяется на погрешность, характеризуемую после коррекции отрезком Аа. Видно, что погрешность после коррекции значительно меньше, чем до коррекции.
Тот же процесс продолжается в точке В и далее в точках С, О и Е. Успешное осуществление коррекции ИНС принципиально возможно лишь при условии, что значение начальной погрешности не является чрезмерно большим. На рис. 1.10 представлено положение ВС 39 (положение 3), когда при большой начальной погрешности коррекция по описанному принципу не только не приводит к уточнению координат, определяемых на основе ИНС, а наоборот, приводит к хаотическому их изменению часто в большую сторону.
Обычно начальная погрешность ИНС не должна превышать половины минимального расстояния между линиями равных высот рельефа. Чем больше изрезан рельеф, тем меньшей должна быть начальная погрешность ИНС. Если процесс коррекции будет организован правильно, то при более изрезанном линиями равных высот рельефе можно обеспечить ббльшую точность определения координат самолета. !5. ПРИНЦИПЫ ФУНКЦИОНИРОВАНИЯ АВИАЦИОННЫХ РЭК В РЕЖИМЕ ИСПОЛЬЗОВАНИЯ БОРТОВОЙ ИНЕРЦИАЛЬНО-СПУТНИКОВОЙ СИСТЕМЫ НАВИГАЦИИ Как отмечали, на ВС поколения 4+ и тем более пятого поколения при решении задач навигации режим функционирования авиационных РЭК на основе применения бортовой ИССН, представляющей собой интеграцию СНПр систем ГЛОНАСС и ОРИ с элементами штатного ПНК, становится центральным 11, 4). При решении широкого круга навигационных и боевых задач, которые стоят перед военной авиацией, весьма важными являются задачи определения пространственных координат самолетов, их связи с наземными пунктами управления и между собой.
Применение ИССН на ВС позволяет удовлетворить предъявляемые требования по точности при решении таких задач и полностью автоматизировать процессы управления самолетом во всех основных режимах полета. При построении ИССН на борту ВС следует выделить два аспекта в комплексировании СНПр и ИНС. Во-первых, в ИССН при навигации самолетов и вертолетов выполняется коррекция координат, полученных методами счисления с помощью ИНС, по информации от СНПр. При этом алгоритмы КОИ по сути аналогичны, изложенным в 1.4.
Во-вторых, комплексирование этих измерителей выполняется в интересах повышения качества функционирования СНПР, когда ИНС кпомогает» бортовой аппаратуре потребителя СРНС в приеме и обработке радиосигналов ог НКА. Определение координат и скорости ВС, произведенное на основе информации от ИНС, и последующая коррекция их по данным от СРНС вполне оправданы даже в тех случаях, когда указанные навигационные параметры могут быть с высокой точностью вычислены только по радиосигналам СРНС. Дело в том, что в течение полета ВС необходимо, чтобы после возможного внезапного пропадания сигналов СРНС по той или иной причине погрешности координат и скорости ВС, вычисленные на основе ИНС, оставались бы достаточно малыми и возрастали бы да- 40 лее медленно. Кроме того, на борту ВС сигналы СРНС применяются для определения начальных координат в системах счисления пути, функционирующих на основе ИНС и иных автономных средств.
В последнее время также находят применение алгоритмы, согласно которым в те периоды времени, когда осуществляется уверенный прием сигналов СРНС, можно проводить коррекцию измеренных значений угловых параметров, определяемых на основе датчиков платформы ИНС. В свою очередь, как отмечали выше, ИНС может использоваться для улучшения характеристик СНПр, что удается достичь за счет комплексирования данных систем на уровне первичной обработки информации (см.
гл. 3, т. 1). Осуществляется это путем введения в СНПр (в контур слежения за задержкой радиосигнала) информации об относительной скорости между ВС и НКА, получаемой на основе информации от ИНС [10, 11). Относительная скорость между ВС и НКА вычисляется в БЦВМ с учетом эфемеридной информации (координаты и составляющие вектора скорости НКА) и данных о координатах ВС и его скорости, поступающих от ИНС. На рис.
1.11 представлена обобщенная структурная схема контура слежения за задержкой радиосигнала с введением дополнительной информации о скорости изменения задержки, полученной на основе ИНС. На данном рисунке обозначено: тн(г) и т (г) — измеренное и оценочное значения задержки радиосигнала СРНС; );(!) — измеренное значение скорости изменения задержки, полученное на основе информации от ИНС; яь» йи, и /сиз — коэффициенты передачи временного различителя (дискриминатора), первого и второго интеграторов соответственно; /ге=!йиз — коэффициент передачи согласующего фильтра, выбираемый из условия инвариантности 12); А, — коэффициент передачи корректирующего звена; р — символ дифференцирования.
![](https://s.studizba.com/z.php?f=/templates/si/i/noavatar.png&w=100&h=100&t=1"){kind=avatar}
