Разоренов Г.Н., Бахрамов Э.А., Титов Ю.Ф. Системы управления летательными аппаратами (2003) (1246774), страница 38
Текст из файла (страница 38)
Главный недостатокэптхсхсммальш диапазон измерений. Указанный недостаток особенно нагляден у измерителя кажущегося пути, где величина измеряемого пройденного расстояния ие превышает максимального смещения чувствительного элемента иэ его нейтрального положения, т.е. размеров самого прибора.
Диапазоны измерений иьютоиомстра и импульсометра также малы. В принципе, они могут быть расширены путем увеличения коэффициентов тг~ и йз, однако чувствительность приборов и точность измерений при этом уменьшаются. Вследствие указанного недостатка изиерительнь:е приборы, в которых реализуются рассмотренные схемы их построения„применяю тся только в тех случаях, когда требуемый диапазон измерений невелик.
Например, в гравиметрпи прп измерениях ускорения силы тяжести на земной поверхности примсня1отся пружинныегравнметры, конструктивные схемы которых аналогичны схеме пружинного акселсрометра. В системах управления ЛА, где диапазон изменения измеряемых параметров достаточно велик. применя~отся штсрциальные измерительные приборы, основанные иа других принципах их конструктивного построения. Например,для нзмсренияускорсиия чащсвсего использутотся маятниковые и струнные аксслерометрьт.
Для измерения приращений каЖУщейся скорости и кажу~цегася пути применяются приборы гироскопического кипа (так называемый тяжелый илн интегрирующий гироскоп, дважды интегрирующий гироскоп). имеющие неограниченный диапазон измерений. !72 На рис. 2.4 показана принциинальиая схЕМа МаятинКО- вого акселерометра. Чувствительный элемент аксслерометра выполнен в виде физического маятника массой нь имеющего Возможность поворачиваться вокруг оси Х. Измерительное устройство включает датчик угла (ДУ), усилитель обратной связи,датчик момента ЯМ) и счетчик импульсов иа выходе прибора.
При движении обьекта с кжкущимся ускорением Й; его проекция Ф' На ОСЬ ) (ОСЬ ЧуВСТВИТЕЛЬ- Рас. 24. Схема мааснавовасаакссасрвмстра ности аксслсромстра) вызывает появление момента силы инерции Г =-ся Ф„действующего на подвес, вследствие чего маятник поворачивается на малый угол б, измеряемый датчиколс угла. Полученная информация преобразуется в сигнал управления и, а после усилителя обратной связи- в ток коррекции г', протекающий по обмоткам датчика люмеита и создающий люмент, уравновешивасощий момент силы инерции.
Ток ) преобразуется в последовательность импульсов, поступающих в цифровое Вычислительное устройство. Частота следования импульсов пропорциональна ускорению Ф», а количество 1слспульсов за время ~ пропорционально приращеншо кажущейся скорости й'. за это время. Х 2 1.4. Основное уравнение инсрциальной навигации Как сказано выше, навигационные приборы, реализующие инерциальиый принцип получения информации, позволяют измерять лишь кажущиеся параметры посгупательиого движения объекта навигации.
Для определения действительных параметров движения необходимо Решить основное уравнение ииерциальной навигации, которое выражает действительное ускорение объекта навигации как сумму кажущегося ускорения и ускорения силы притяжения. Запишем данное уравнение в виде сс'зг — = с)с+ япг, (<2 где с — радиус-вектор центра масс обьекта навигации в выбранив инерциальной системе отсчета; Ф -вектор кажущегося ускорения; К вектор ускорения силы притяжения, определяемый моделью гравитац» онного поля.
Уравнение (2.23) представляет собой векторное дифференциально уравнение второго порядка. Перепишем его в виде системы дву векторных дифференциальных уравнений первого порядка: (2.24 сс'сгт — = с'. ссс Для определения текущих параметров движения объекта, ег< координат и скорости, необходимо интегрировать уравнение (2,24) с начальными условиями Рр и ср. Запишем результат решения уравнени» (2.24) символически с помощью операторов интегрирования слсдуюшил образом: Р = )св + Х щй + Уа(г )с(е, ср ср с с с с г ге ь г (г ге) + Д )рс(М» + ~ ~~(г)йтй (2,2~ 'р ь ср ср В тех случаях, когда в качестве измерителей используются интегрирующиее акселеромегры, что позволяет непосредственно измерять значения кажущейся скорости и кажущегося пуп», уравнения (2.25) принимшот вид: )' = ~', + И'Я + ~й(г) (т, ч 1 т г = ге + Рф - ~я) + БЯ + ~~я(г)Итог.
и ч (2.2б) Однако и вэтом случае нельзя обойтись без процедуры численного интегрирования уравнений (2.24), так как для расчета ускорения силы притяжения необходимо знать текушее положение объекта навигации. Рассмотрим состав информации, необходимой для решения задачи инерциальной навигации. Эту информацию принято подразделять на три вила; исходную, начальную и первичную. ИсхоМич ин4ориалия вкл1очает совокупность сведений. которые остаются неизменными в течение всего цикла решения навигационной задача и во всех условиях применения объекта навигации.
Для баллистических ракет исходная информация остается неизменной независимо от условий пуска ракет данного типа. В состав исходной информации входят: ° системы координат, в которых описывшотся начальньш, промежуточные и конечные данные решения навигационной задачи. ° принятая для данного типа ракет модель геопотеициала, ° алгоритмы интегрирования основного уравнения инерииальной навигации и решения навигационной задачи в целом.
Среди систем координат, используемых при решении навигационной задачи, выделим: основную ннерйиаяьлрю снсгему координат, в которой записывается основиоеуравиеине ннерциальиой навигации; лхнерюлельи) ю систему координат, связанную с осями чувствительности измерительных приборов; геонеюлрнчесхвяо относителен>тю систему координат, в которой задается модель гравитационного поля Земли, лаяигаирю>скую систему координат, в которой получается решение навигационной задачи. Исходная информация является частью так называемой колсервапшеной информации, входящей в состав программно-алгоритмического обеспечения системы управления БР.
Оачггаыкяя шгформапия включает сведения о начальном положении и иачольиой скорости объекта навигации, а также сведения о начальной ориентации асей чувствительности измерителей ИИС в основной ииерциальной системе координат. Для баллистических ракет, в том числе лля ракет мобильного базирования, начальную информацию ио»учшот с помощью средств астрономо-геодезического обеспечения пусков ракет, систел1 наземной навигации и прицеливания. Первичная илфориакия (называемая также измерительной иифор ыацией) представляет собой результаты измерений гекущнх параметро~ движения объекта навигации фиксируемые на выходе измерителей ИНС и преобразованные к виду, пригодному для использования в алгоритма; решения навигационной задачи.
Рассмотрим основные погрецшости решения зялачи ннерциально1 навигации. Источники этих погрешностей содержатся во всех перечислен ных выше видах информации,требующейся для решения навигационно1 задачи. К ним относятся; ° погрешности модели гравитационного поля Земли, ° погрешности алгоритмов численного интехрироваиия осиовногс уравнения ииерцивльной навигации, . погрешности определении начальных условий движения объекте навигации, ° погрешности определения начальной ориенташш осей чувствителы ности измерителей ИНС, ° погрешности измерителей ИНС и приборов, оосспсчивакицих стабилизацию осей чувствительности измерителей ИНС в иисрциальном пространстве. Погрешности первых двух видов относя гся к категории методических погрешностей, а остальные- к категории инструментальных погрсшно.
стсй. Полная оценка влияния этих погрешностей на точность решения навигационной задачи осушссзвлястся методами статистического моделированияс использованием реальныхалгорнтмов интегрирования основного уравнения инсрииальной навигации. 2.1.5. Свойство неустойчивости основного уравнения инерциальиой навигации Характерной особенностью самого принципа инсрциальиой навигации является то, что малость перечисленных выше погрешностей не гарантирует высокую точность решения иавигшшоииой зааачи. Причина этого заключается в неустойчияогнт основного уравнения инерциальиой навигации, вследствие чсго при интегрировании этого уравнения происходит усиление влиялня этих погрешностей иа точность решена» навигационной задачи с коэффициентом усиления, возрастающим с течением времени по экспонснциаяьному закону. В результате погрешности решения навигационной задачи за относительно короткий промежуток времени могут достичь недопустимо больших значений.
![](https://s.studizba.com/z.php?f=/templates/si/i/noavatar.png&w=100&h=100&t=1"){kind=avatar}
