Типы комплексных и комбинированных навигационных систем

Системы навигации, сочетающие различные по своей физической природе источники информации о курсе, скорости и месте самолета, могут быть комплексными и комбинированными.

Комплексной системой навигации будем называть такую, в которой система счисления места самолета объединена с системой коррекции.

В комбинированных системах достигается лишь улучшение точности счисления места самолета, но не обеспечивается его коррекция.

Из различных сочетаний навигационных устройств можно получить целый ряд вариантов комплексных и комбинированных систем. Здесь рассматриваются лишь некоторые из них, а именно те, которые, исходя из конкретных задач по навигации, могут применяться или возможны для использования на современных и перспективных летательных аппаратах.

Комплексная система, сочетающая анк с неавтономными радионавигационными устройствами

Рассмотрим комбинацию автономного источника навигационной информации (например, АНК или гироинерциальную систему навигации) и неавтономную радиотехническую систему навигации (например, дальномерную).

Автономные источники навигационной информации, основанные на счислении пути, содержат ошибку, которая является либо постоянной (ошибка установки начальных данных), либо медленно изменяющейся функцией времени (ошибка из-за неучета ветра). Неавтономные радиотехнические устройства как датчики координат имеют сравнительно высокую точность измерения, но несут в своих сигналах определенный, часто весьма большой уровень шумов-помех. При совместной работе этих систем задача состоит в подавлении высокочастотной помехи и выделении с высокой точностью полезного сигнала неавтономного датчика с одновременным отсечением постоянной и низкочастотной составляющих в сигнале автономного датчика.

Для решения этой задачи в комбинированных системах могут быть применены как простейшие, корректирующие линейные и нелинейные фильтры, представляющие собой разновидность следящих систем, так и сложные корректоры с логическими цепями.

Рассмотрим схему с простейшими линейными фильтрами в виде одноинтегральной следящей системы с двумя входами и одним выходом (Рис. 26).

На вход 1 поступает сигнал координаты Zс высокочастотной помехойf; на вход 2 — сигнал координатыZв сумме с медленно изменяющейся или постоянной ошибкойα.

С выхода системы мы получаем сигнал X, равный сумме сигналовX₁ иХ₂, гдеХ₁ — выходной сигнал от неавтономного радиотехнического устройства(Z+f), аХ₂ — выходной сигнал от автономного источника навигационной информации(Z+α).

для суммы выходных сигналов X=X₁+X₂ получим соотношение

Имея в виду, что передаточные функции для входов 1 и 2 равны соответственно

Таким образом, фильтр выделяет сигнал Z, в котором частично остаются помехаf, подавленная фильтром низших частот, и ошибка а, срезанная фильтром высших частот.

Корректирующие линейные и нелинейные фильтры могут быть использованы для коррекции любых автономных навигационных систем. Однако считается целесообразным применять их в комбинированных системах, где радиотехническое устройство несет высокий уровень помех, а автономное интенсивно накапливает большие ошибки за сравнительно короткое время. В частности, этот способ коррекции применим в комбинированной системе, состоящей из АНК, основанном на счислении пути Vиψ, корректируемого радиолокационным визиром.

Схема коррекции в такой комбинированной системе показана на рис. 27. Здесь АНК выдает координаты места самолета в ортодромической системе координат X, Y. На выходе АНК вследствие неучета ветра и погрешности измеренияV, ψ получим вместо истинных координат места самолетаX,Yсчислимые координатыХс = X + U_x/p иY_C = Y + U_y/p, гдеU_хиU_y—составляющие так называемого „фиктивного" ветра по осямXиY.

Нарастающие со времени погрешности измерения координат (U_x/p иU_y/p) могут быть устранены применением указанной схемы коррекции, в которой сигналы координат, вычисленных навигационным автоматическим координатором (Х_с, У_с), сравнивается с несущими высокочастотную помехуfсигналами координат (Х_р, У_р), измеренных радиолокационным визиром с самолета или определенных с помощью радиолокатора с земли. Выходные сигналы после коррекции имеют величину

Таким образом, на выходе комбинированной системы выделяются сигналы XиY; при этом помехаfподавляется фильтром низших частот, но появляется ошибка, пропорциональная составляющим ветра и постоянной времени Т. В данном случае неминуемо насыщение интеграторов АНК, поскольку ошибка из-за неучета ветра все время нарастает. Этот недостаток устраняют, используя другие схемы коррекции, в частности, схемы с двумя интеграторами.

Что касается автоматической логической коррекции, то она осуществляется на основании сигналов коррекции, вводимых оператором вручную. Оператор, наблюдая за изменяющейся ошибкой, оценивает достоверность корректирующих сигналов и затем вводит поправку в счислимые координаты и в величину скорости ветра, принятой для счисления.

В этой системе (Рис. 28) автоматически оценивается правильность навигационных данных, полученных от двух источников информации, и определяется относительное значение корректирующего сигнала, пропорциональное его достоверности. Это достигается сравнением данных радиокоррекции с данными счисления пути следующим образом. Допустим, что точность счисления пути составляет 5%. Если самолет, оборудованный указанной системой, начинает полет со скоростью 800 км/час, то спустя 6 мин его счетно-решающее устройство счисления пути выдаст сигнал о том, что самолет пролетел 80 км по заданному направлению. Учитывая погрешности счисления пути, система показывает, что ошибка счисления места самолета не превышает 4 км. Следовательно, самолет может находиться на расстоянии 76 или 84 км от начальной точки. Одновременно система рассчитывает положение самолета с помощью сигналов корректирующей радиоаппаратуры. Если из этих показаний следует, что самолет находится, например, на расстоянии 78 км от начальной точки, то расхождение в 2 км между показаниями прибора счисления пути и показаниями радиоустройств находится в пределах возможных ошибок счетно-решающего устройства счисления пути. В этом случае система считает радиосигналы правильными и корректирует положение, рассчитанное по прибору счисления пути, показывая 78 км вместо прежних 80 км.

Пусть теперь при полете со скоростью 1000 км/час счетно-решающее устройство счисления пути, спустя 6 мин после вылета, определяет, что самолет пролетел от начальной точки 158 км. Вследствие того, что прибор счисления пути накапливает ошибки с момента последнего определения, действительный путь, пройденный самолетом, может быть 150,1 или 165,9 км от начальной точки. Предположим, что согласно данным радиокоррекции самолет находится на расстоянии 175,9 км от этой точки. Расхождение в 10 км показывает, что с момента определения последнего местоположения самолет или снесло попутным ветром, или имеются большие погрешности в сигналах радиокоррекции. Поэтому система должна только запомнить данные местоположения самолета, определенные по радионавигационным станциям, а не использовать их для коррекции. Несколько позже система снова определяет местоположение самолета по радионавигационным станциям. Если при этом опять выявится расхождение в 10 км, то достоверность радиосигнала возрастает. Если повторные измерения дают аналогичный результат, то показания счисления пути считаются ошибочными, возможно, в результате влияния попутного ветра, и при коррекции показаний системы в счетно-решающее устройство счисления пути вводится поправка на скорость попутного ветра.

Практически в системе применяется другой метод определения и оценки правильности поступающих извне радиосигналов. Если радиосигналы поступают непрерывно, то любые внезапные большие расхождения между позиционными показаниями, рассчитанными путем счисления и полученными от радионавигационных устройств, достаточны для того, чтобы отбросить данные радионавигационных устройств. При поступлении радиосигналов с интервалами в несколько минут большие расхождения в значениях координат уже не будут считаться ошибочными.

Система вырабатывает коэффициент надежности в отношении расхождений, которые являются функцией величины расхождения, продолжительности времени

после последней коррекции, точности счетно-решающего устройства при счислении пути и данных радионавигационных средств, используемых в качестве источника внешнего сигнала.

Система предусматривает распознавание и быстрый прием радиоданных, которые мало расходятся с рассчитанными позиционными данными, и задерживает прием радиосигналов с большими расхождениями до тех пор, пока следующие проверки не подтвердят их правильность. Для этого данные коррекции вводятся через интеграторы, постоянные времени которых велики по сравнению с интервалами времени между моментами получения данных.

Система помехоустойчива, она не реагирует на случайные или ложные сигналы из-за большой постоянной времени интеграторов. Чтобы создать активные помехи действию системы требуется весьма сложное оборудование.

Проиллюстрируем работу такой системы на примере схемы «Скен» (Рис. 29). Входные сигналы курса ψи скоростиV поступают на преобразователь координат — раскладчик, после которого сигналы, пропорциональные составляющим скорости по выбранным направлениям, подаются на интеграторы. С выхода интеграторов снимаются сигналы, пропорциональные пройденному самолетом пути по двум направлениям. После алгебраического сложения их с сигналами, пропорциональными координатам пункта вылета или цели, сумма поступает на преобразователь координат. После преобразователя данные местоположения самолета будут представлены в полярных координатах — величинами азимута и расстояния от точки взлета или места назначения. Сигналы, получаемые от радионавигационных средств и указывающие азимутА_ри дальностьR_pсамолета от известной станции, вводятся в систему и автоматически вычитаются из вычисленных данных местоположения по НАК. Погрешности измерения скорости и курса подаются на фильтр сигналов для определения их достоверности (фактической надежности) и после проверки интегрируются, чтобы установить возможность введения поправки наVиψ.

Использование в каждой ветви схемы двух интеграторов обеспечивает не только фильтрацию шума или случайных сигналов, но и запоминание значения скорости для точных вычислений в те периоды времени, когда радиокоррекция невозможна.

При устойчивом боковом ветре появится начальное расхождение между вычисленными данными и данными, определенными по радиосигналам. Выходной интегратор выдает напряжение, пропорциональное боковому ветру, которое подается через цепь обратной связи на вход схемы ввода данных курса и скорости. Если система теряет радиосигнал, интегратор выдает прежние данные до возобновления приема радиосигналов.

Рассмотренная система может быть изменена. Например, вместо АНК, работающего по сигналам Vиψ, можно использовать АНК, работающий от доплеровского измерителя путевой скорости и угла сноса, или инерциальный АНК. В качестве корректора могут быть использованы не только азимутально-дальномерные устройства, но и разностно-дальномерные, дальномерные или фазовые устройства, а также наземные радиолокаторы, с которых данные о положении самолета передаются на самолет по линиям радиосвязи.