Инерциальная навигационная система И–21 (96

Московский государственный технический университет имени Н.Э. Баумана

А.В. Быковский, Л.М. Селиванова

Инерциальная навигационная система И-21

Методические указания к лабораторным работам по курсам «Иинерциальные навигационные системы»

и«Автоматическое управление летательными аппаратами

иинерциальные навигационные системы»

Москва Издательство МГТУ им. Н.Э. Баумана

2007

УДК 629.7 ББК 39.56

Б 953

Рецензент В.Д. Арсеньев

Быковский А.В., Селиванова Л.М.

Б953 Инерциальная навигационная система И-21: Метод. указания

клабораторным работам по курсам «Инерциальные навигационные системы» и «Автоматическое управление летательными аппаратами и инерциальные навигационные системы». – М.: Изд-во МГТУ им. Н.Э. Баумана, 2007. – 24 с.

Вметодических указаниях дано достаточно полное представление о назначении, принципе работы, основных режимах, составе аппаратуры и технических характеристиках современной инерциальной навигационной системы И-21.

Для студентов 4- и 5-го курсов, обучающихся по специальности «Приборы и системы ориентации, стабилизации и навигации» на факультетах ИУ и ПС. Могут быть также полезны студентам старших курсов при курсовом и дипломном проектировании.

Ил. 5. табл. 1. Библиогр. 2 назв.

УДК 629.7 ББК 39.56

Методическое издание

Александр Владимирович Быковский Людмила Михайловна Селиванова

Инерциальная навигационная система И-21

Редактор С.А. Серебрякова

Корректор Компьютерная верстка Е.В. Зимакова

Подписано в печать 2007. Формат 60х84/16. Бумага офсетная. Печ. л. . Усл. печ. л. . Уч.-изд. л. . Тираж 100 экз.

Изд № 22. Заказ

Издательство МГТУ им. Н.Э. Баумана 105005, Москва, 2-я Бауманская, 5

© МГТУ им. Н.Э. Баумана, 2007

Цель работы – ознакомиться назначением, принципом действия, основными режимами работы, составом аппаратуры и техническими характеристиками системы И-21 и провести экспериментальное исследование ее точности в режимах выставки и навигации.

ОСНОВНЫЕ ТЕОРЕТИЧЕСКИЕ СВЕДЕНИЯ

Назначение системы

Инерциальная система И-21 является автономным средством навигации и управления тяжелых самолетов и предназначена для определения и выдачи потребителям следующих основных данных:

– географических координат местоположения (широты φ, долготы λ); путевой скорости (V ) и ее проекций в осях гироплатформы

(Vx,Vy);

–истинного курса (ИК);

–углов крена (γ), тангажа (υ) и гироскопического курса (ψг);

–вертикального ускорения и составляющих ускорения по продольной и поперечной осям самолета.

Кроме того, система выдает необходимые пилотажные данные: линейные координаты местоположения относительно заданного участка маршрута в частотно-ортодромической системе координат в виде бокового отклонения и расстояния до конечного пункта участка, продолжительность полета до конечного пункта текущего участка маршрута, угол сноса, скорость и угол ветра, заданный крен и др.

В системе И-21 предусмотрена эпизодическая коррекция координат и курса от других источников навигационной информации.

Полное описание инерциальной системы дано в руководстве по технической эксплуатации, которое имеется в лаборатории кафедры ИУ-2.

3

Принцип действия

Система И-21 принадлежит к классу прецизионных двухканальных платформенных инерциальных навигационных систем полуаналитического типа. В системе реализуется так называемый всеширотный алгоритм счисления координат с учетом несферичности Земли.

Вычисление координат самолета в И-21 осуществляется в экваториальной связанной с Землей системе координат ξηζ. Ось ζ этой системы координат направлена по оси суточного вращения Земли к Северному полюсу (N), а оси ξ, η расположены в плоскости земного экватора так, что ось ξ совпадает с линией пересечения плоскостей экватора и Гринвичского меридиана (рис. 1). Положение самолета (М)

вэтой системе координат определяется сферическими координатами λ, φ, Н. Географическая долгота λ отсчитывается в плоскости экватора к востоку (+λ) и западу (–λ) от Гринвичского меридиана и изменяется

вдиапазоне ±180°. Географическая широта φ отсчитывается в плоскости меридиана к северу (+φ) и к югу (–φ) от плоскости экватора и изменяется в диапазоне ±90°. Третья координата – высота полета Н – определяется неинерциальными методами с помощью бароили радиовысотомеров и в качестве внешней информации вводится в вычислитель инерциальной системы.

Акселерометры в системе И-21 ориентируются по осям так называемого полусвободного горизонтального сопровождающего трехгранника XYZ. Начало этого трехгранника совпадает с точкой М текущего местоположения самолета, ось Z направлена по местной вертикали вверх, а оси X, Y лежат в плоскости горизонта (см. рис. 1).

Положение осей X, Y в азимуте определяется углом ε, отсчитываемым против часовой стрелки, между направлением на север и осью Y

вдиапазоне 0...360°. Составляющая абсолютной угловой скорости этого трехгранника ωz равна вертикальной составляющей скорости

суточного вращения Земли U : ωz =U sin ϕ, где U = 7,29 · 103 1/c–1,

т. е. трехгранник XYZ свободен в азимуте в относительном движении вокруг Земли и связан с нею в суточном движении.

4

Рис. 1. Системы координат

Такая ориентация гироплатформ в азимуте обеспечивает навигацию в любых широтах, в отличие от варианта ориентации горизонтальных осей гироплатформы по странам света (на восток – Е и север – N), когда требуемая угловая скорость разворота платформы в азимуте вблизи полюсов неограниченно возрастает и система теряет работоспособность. Роль физического образа трехгранника XYZ в системе И-21 выполняет гироплатформа с установленными на ней инерциальными датчиками: акселерометрами Аx, Аy, Аz и гироскопами Г1, Г2. Чтобы выполнялось это условие, гироплатформа должна непрерывно следовать за трехгранником XYZ, разворачиваясь в пространстве с абсолютной угловой скоростью:

ωG =Ω+UG,

где ΩG =λ+ϕG – вектор угловой скорости, обусловленный движением

самолета относительно Земли.

Для полусвободного горизонтального сопровождающего трехгранника XYZ составляющая Ωz =0.

5

Разворот гироплатформы с абсолютной угловой скоростью ωG (ωx ,ωy ,ωz ) обеспечивается за счет подачи на соответствующие дат-

чики моментов гироскопов управляющих сигналов, формируемых в вычислителе системы по рассчитанным текущим значениям проекций относительной скорости Vx,Vy, координат φ, λ, азимутального угла

платформы ε, информации о высоте H и вертикальной скорости H , получаемой от внешних источников, а также априорной информации о параметрах геометрической формы Земли, введенных в вычислитель.

Вычисление горизонтальных составляющих путевой скорости Vx,Vy осуществляется путем интегрирования уравнений, связывающих выходные сигналы горизонтальных акселерометров, измеряющих проекции кажущегося ускорения a на их оси чувствительности (ах, ау), и соответствующие проекции относительного ускорения

Vx ,Vy .

Вычисление координат φ, λ и азимутального угла платформы ε осуществляется через элементы bij(λ, φ, ε) матрицы направляющих косинусов В между осями трехгранников XYZ и ξηζ., что обеспечивает возможность счисления координат в любых широтах (всеширотный алгоритм). Матрица В определяется путем решения матричного дифференциального уравнения Пуассона, с начальным условием В(0), определяемых начальными значениями λ(0), φ(0), ε(0):

Ортогональная матрица В однозначно определяется шестью (из девяти) элементов bij, если априорно известно, какой части полусферы принадлежит начальное местоположение объекта. Остальные три элемента матрицы связаны с ними конечными соотношениями.

6

Рис. 2. Блок-схема алгоритма системы И-21 в режиме «Наивгация»

7

Блок-схема алгоритма навигации системы И-21 представляющего собой замкнутую систему дифференциальных уравнений, показана на рис. 2 (Здесь Rx, Ry – радиусы кривизны нормальных сечений рефе- ренц-эллипсоида; a – длина его большой полуоси; e2 – квадрат его первого эксцентриситета).

Углы ориентации самолета: гироскопический курс ψг, тангаж υ и крен γ – непосредственно измеряются датчиками углов, установленными на соответствующих осях карданова подвеса гироплатформы (СКТ–ψ, СКТ–υ, СКТ–γнар). Истинный курс ИК вычисляют по формуле ИК =ψг −ε (рис. 3).

Рис. 3. Связь между истинным и гироскопическим курсом ψг

Режимы работы

Всистеме И-21 предусмотрены следующие основные режимы работы: «Обогрев», «Выставка», «Навигация», «Курсовертикаль» и вспомогательные технологические режимы: «Контроль», «Балансировка».

Врежиме «Обогрев» работает только многоконтурная система термостатирования. В нее включены контуры обогрева корпуса, форсированного прогрева платформы с установленными на ней гироскопами и акселерометрами, форсированного прогрева гироскопов, точной стабилизации рабочей температуры каждого из гироскопов.

8

В режиме «Выставка», в соответствии с выбранной ориентацией гироплатформы при наземной подготовке системы, решаются задачи горизонтирования гироплатформы и определения начального азиму-

та ε (0).

Перед началом выставки в вычислитель системы И-21 вводят координаты точки старта φ (0), λ (0). Значения коэффициентов bij при φ = φ (0), λ = λ (0), ε = ε (0) являются начальными условиями при решении матричных дифференциальных уравнений Пуассона в режиме «Навигация».

Горизонтирование гироплатформы заключается в приведении осей чувствительности акселерометров Аx, Аy в плоскость горизонта. Это достигается подачей сигналов на соответствующие датчики моментов гироскопов. В системе И-21 применяют два вида горизонтирования – аналоговое и цифровое. При аналоговом горизонтировании управление гироплатформой осуществляется с помощью аналоговых сигналов акселерометров без участия вычислителя. При цифровом горизонтировании сигналы управления гироплатформой вырабатывает вычислитель, на вход которого поступают преобразованные в импульсную форму сигналы акселерометров.

В системе И-21 реализованы три вида азимутальной выставки; «Одинарное гирокомпасирование» / (ОГК), «Двойное гирокомпасирование» / (ДГК) и «Выставка по заданному курсу» / (ЗК). При основных видах выставки (ОГК и ДГК) задача определения ε (0) решается автономно, без привлечения внешней курсовой информации, и осуществляется балансировка «северного ухода» ГСП. При выставке по ЗК ε (0) определяется по известному стояночному курсу самолета. Этот вид выставки ограничивается горизонтированием ГСП.

Автономное определение начального азимутального угла ε (0) проводится расчетным путем с использованием информации от акселерометров. Процесс определения азимута основан на том факте, что при несовпадении расчетного и действительного угла ε возникает уход гироплатформы от плоскости горизонта. Появляющиеся сигналы от горизонтальных акселерометров используются для уточнения расчетного ε. Процесс вычисления ε (0) получил название «Аналитическое гирокомпасирование». В процессе аналитического гирокомпаси-

9

рования гироплатформа сохраняет неизменное азимутальное положение. В системе И-21 для этой цели используется азимутальный датчик моментов гироскопа, который по сигналам с датчика гироскопического курса СКТ-ψ обеспечивает совмещение оси Y гироплатформы с продольной осью самолета.

Режим «Курсовертикаль» реализуется в одном из двух случаев: при отказе цифровой части моноблока и при отсутствии условий для проведения выставки в полном объеме. В первом случае гироплатформа свободна в азимуте и предоставляет данные об угловой ориентации по крену, тангажу и гироскопическому курсу только в аналоговом представлении. Во втором гироплатформа полусвободна в азимуте, и система кроме аналоговых данных об ориентации самолета выдает эти данные и в цифровом представлении, а также цифровые данные о составляющих ускорения по осям X, Y, Z.

Режим «Контроль» обеспечивает оценку работоспособности и точности системы в наземных условиях автономными средствами и может проводиться без съема системы с самолета. При его поведении в систему, работающую в режиме «Навигация» программно вводятся дозированные возмущения по скорости и в фиксированные моменты времени, также программно, осуществляется оценка вырабатываемых системой координат относительно эталонных значений, вычисленных микроЭВМ моноблока.

Режим «Балансировка» предназначен для компенсации уходов гироплатформы, появившихся в ходе эксплуатации системы. Он осуществляется автономно без снятия системы с самолета, так как обладает необходимой помехоустойчивостью.

Состав аппаратуры

В состав системы И-21 входят:

–моноблок М5-5,

–рама монтажная РМ-23,

–блок питания БП-40,

–пульт управления ПУР,

–устройство ввода и индикации УВИ,

10