Лекции 9,10,11,12,13. 2 страница

Изображение местности (карты) на экране может быть ориентировано либо по географическому меридиану (север вверху экрана), либо по направлению ЛФП (вид с самолета на землю). Текущее МС изображается неподвижным индексом в центре экрана, но для увеличения обзора вперед этот индекс может смещаться к его нижней части.

Масштаб изображения местности по маршруту обычно равен 1: 2 000 000, а в районах аэродромов — 1: 500 000. Оптическая система прибора позволяет с тех же кадров получить изображения и в масштабах 1: 4 000 000 и 1: 1 000 000, что расширяет районы обозреваемой местности соответственно при полете по маршруту и в районе аэропорта.

Фактическая линия пути индицируется направлением радиуса-вектора, проведенного из МС (центра экрана) под углом β = γ + α к меридиану. Длина вектора может быть размечена точками, соответствующими одной, двум и т. д. минутам полета в соответствии с фактической путевой скоростью. Таким образом, на экране появляются прогностические места самолета.

С помощью ПИНО возможен также ввод в память БЦВМ заданного маршрута путем последовательных совмещений всех ППМ с центром экрана (при ручном управлении изображением). Однако недостаточная точность такого способа подготовки маршрута не позволяет применять его как основной при полетах по трассам ограниченной ширины (±5 или ±9 км).

Табло навигационной сигнализации АНК состоит из большого числа ячеек, которые по содержанию можно разделить на характерные группы:

§ сигнализаторы, подтверждающие нормальную работу систем АНК, в том числе указывающие действующие режимы аппаратуры; они включаются автоматически и горят непрерывно или загораются кратковременно при ручном включении режимов контроля какой-либо системы или АНК в целом;

§ сигнализаторы автоматического решения различных логических задач по определению: приближения к ППМ (сигнал «Подход»); входа в зону действия радиомаяка («Зона РМ»); необходимости коррекции счислимого места («Корректируйся»); входа в допустимую зону вертикального маневра («Готов ВМ»); начала фактического разворота перед ППМ («Разворот») и т. д.;

§ сигнализаторы отказов аппаратуры, загорающиеся автоматически по данным устройств встроенного контроля систем или БЦВМ и позволяющие определить частично или полностью отказавший датчик информации (например, «Нет резерва ДИСС» и «Отказ ДИСС»).

Конкретная форма сигнализаторов (обычные лампы, лампы с надписями, мигающие лампы), а также их размещение решаются по общему плану компоновки кабины экипажа в тесной связи с системой сигнализации пилотажного комплекса. При этом в АНК обычно предусматривается сигнализация способа навигационного управления самолетом: от навигационного вычислителя, непосредственно от радионавигационных средств, от курсового гироскопа или вручную.

Общие принципы построения комплексных навигационных систем

Сочетание в комплексной навигационной системе автономных и неавтономных навигационных средств дает возможность значительно повысить точность измерения координат места самолета путем взаимной коррекции и компенсации погрешностей измерения. В ряде случаев такое комбинирование средств приводит к уменьшению габаритных размеров, сложности и стоимости аппаратуры.

В комплексных системах может решаться проблема оптимальной комбинации двух или более измерений одного навигационного элемента (путевой скорости, места самолета) различными средствами. В простейшем виде это — проблема комбинации нескольких измерений фиксированной величины.

Рассмотрим серию измерений некоторой конкретной величины х х₁, х₂, х₃,..., х_n, каждое из которых произведено одним и тем же прибором с одинаковой точностью. В теории ошибок доказывается, что лучшая оценка величины х может быть выполнена по математическому ожиданию (среднему значению):

Если известно, что среднеквадратическая ошибка единичного измерения равна σ, то ошибка среднего значения уменьшается в раз.

Задача усложняется, когда необходимо скомбинировать два ряда измерений, выполненных совершенно различными методами. Для этого необходимо знать ошибки измерений каждого ряда Если одна серия измерений дает результирующее значение λ с ошибкой σ ₁, а вторая серия значение х₂ с ошибкой σ ₂, то лучшее значение х будет:

,

а средняя квадратическая ошибка этого значения определяете выражением:

Так как статистические характеристики серии измерений определяют их значимость, то знание этих характеристик необходимо, если должна быть произведена комбинация из двух серий измерений. В практике самолетовождения проблема усложняется еще и тем, что любая навигационная величина х не является постоянной, а представляет собой функцию времени x(t).

Рассмотрим случай, когда имеется два ряда измерений такой величины. Эти два ряда измерений являются функциями времени х₁(t), х₂(t) и сопровождаются ошибками σ ₁(t), σ ₂(t). Общую задачу комбинирования двух рядов измерений с использованием линейных систем можно иллюстрировать схемой (Рис. 24). На этой схеме W₁(p) и W₂(p) являются передаточными функциями, отображающими линейные преобразования, которые нужно применить к х₁ и х₂.

Лапласовское преобразование величины [x(t)] определяется выражением

х(р) + E(p) = W₁p [x(p) + E₁(p)] + W₂(p) [x(p) + E₂(p)].

Требование, чтобы σ исчезало, когда σ ₁ и σ ₂ равны нулю, приводит к ограничению

1 = W₁(p) + W₂(p),

так что

E(p) = E₂(p) + W₁(p) [E₁(p) - E₂(p)].

Нужно выбрать такое значение W₁, чтобы свести к минимуму σ ₁(t) и, следовательно, сделать [x(t)] наилучшим значением x(t). Эта проблема в теории автоматики известна как проблема выделения оптимального значения сигнала в присутствии шумов.

Эта проблема решена Винером в его работе по теории шумов. Посредством фильтра W(p) (Рис. 25), оптимальное значение сигнала должно определяться из измерения сигнала S(t) плюс шум n(t). Лапласовское преобразование ошибки e(t) определяется выражением

Е(р) = S(p) - W(p) [S(p) + N(p)].

К этому уравнению также применимо решение Винера. Решение опять зависит от статистических характеристик S(t) и n(t) (или σ ₁(t) и σ ₂(t) —в нашей задаче). В последнем случае дополнительно требуется знать спектральную плотность или автокорреляционную функцию.

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 Z с высокочастотной помехой f; на вход 2 — сигнал координаты Z в сумме с медленно изменяющейся или постоянной ошибкой α.

С выхода системы мы получаем сигнал X, равный сумме сигналов X₁ и Х₂, где Х₁ — выходной сигнал от неавтономного радиотехнического устройства (Z+f), а Х₂ — 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 помеха f, 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 V и ψ, 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 измерения V, ψ получим вместо истинных координат места самолета X, Y счислимые координаты Хс = X + U_x/p и Y_C = Y + U_y/p, где U_х и U_y —составляющие так называемого „фиктивного" ветра по осям X и Y.

Нарастающие со времени погрешности измерения координат (U_x/p и U_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 помеху f сигналами 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 X и Y; при этом помеха f подавляется 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 ψ и скорости V 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 азимут А_р и дальность R_p самолета 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 на V и ψ.

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 V и ψ, 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.

Комбинированная система инерциальной навигации в сочетании с доплеровским измерителем W и УС

В рассматриваемой комбинированной системе (Рис. 30) результат измерения путевой скорости W_Д с помощью радиолокационного измерителя 5 сравнивается устройством сравнения 6 с величиной путевой скорости W_ист, вычисленной инерциальной системой с ошибками, содержащими постоянные составляющие и составляющие, изменяющиеся с периодом Шулера.

Инерциальная часть системы условно представлена площадкой с акселерометрами 1, двумя интеграторами 2 и 3. преобразователем координат 4 и указателем географических координат φ, λ. При наличии установившейся разницы в величинах скоростей во второй интегратор вводится компенсирующее смещение.

Во время полета самолета в условиях, когда радиолокационный измеритель может работать непрерывно, последний используется в качестве основного датчика скорости, а инерциальная система служит для осреднения высокочастотных ошибок.

Необработанный сигнал датчика доплеровской системы имеет спектр частот с постоянно колеблющимся центром. Для определения положения центра необходимо осреднение в течение некоторого времени.

На рис. 31 приведен график погрешностей доплеровской системы в функции времени для летательного аппарата, перемещающегося с постоянной путевой скоростью. Из графика видно, что для осреднения нужно лишь несколько секунд, чтобы затем точно измерять доплеровскую частоту, пропорциональную скорости летательного аппарата.

В датчике инерциальной системы дело обстоит иначе — максимальная точность здесь получается сразу после начала измерений, затем с течением времени эта точность падает в результате ухода вертикали с периодом Шулера. Следствием ошибок вертикали являются погрешности определения путевой скорости. Зависимость этих погрешностей от времени из-за частных ошибок в работе акселерометра и свободного (курсового) гироскопа показана на рис. 32 и 33. Точке t = 0 на графиках соответствует момент начала работы системы-

На рис. 34 приведена схема, показывающая последовательность прохождения информации в комбинированной инерциально-доплеровской системе, основными узлами которой являются: доплеровский датчик, инерциально-доплеровский компаратор скорости, инерциальный датчик и блок обработки данных информации. В компараторе осуществляется сравнение путевой скорости, измеренной раздельно доплеровским и инерциальным датчиком. Компаратор через цепь обратной связи передает сигналы ошибки на индикатор путевой скорости, измеренной инерциальным датчиком. Блок обработки, получив данные с выходов инерциальной системы, формирует необходимую информацию для управления полетом.

В инерциально-доплеровской системе полученная от доплеровской аппаратуры информация о путевой скорости формирует демпфирующие и корректирующие сигналы для инерциального датчика. Тем самым демпфируется амплитуда и уменьшается период ошибок; этим же частично нейтрализуются и постоянные, и случайные ошибки.

В общем, инерциально-доплеровская система работает как низкочастотный фильтр для ошибок определения путевой скорости, возникающих в доплеровском датчике, и как высокочастотный фильтр для ошибок, возникающих в инерциальном датчике.

Инерциально-доплеровская система (рис. 35) состоит из доплеровского и инерциального датчиков, вычислительной аппаратуры и блока отсчетных устройств.

Доплеровский датчик имеет четыре основных агрегата: радиолокационный приемник-передатчик, источник питания, усилитель и преобразователь сигналов. В схему радиолокационного приемника-передатчика входит мощный клистронный генератор, передающая и приемная антенны и кристаллические детекторы. На выходе радиолокационного приемника-передатчика получают частоту доплеровского сдвига. Усилитель увеличивает амплитуду сигнала этой частоты и подает его на вход преобразователя. Здесь сигнал преобразуется в серию единичных импульсов, число которых пропорционально доплеровскому сдвигу частот.

Инерциальный датчик состоит из двух узлов: инерциальной платформы и усилителя управления платформой. На выходах инерциальной платформы появляются сигналы, моделирующие поперечные и продольные крены и положение летательного аппарата в азимутальной плоскости, и серии единичных импульсов, частота которых пропорциональна ускорениям летательного аппарата.

Вычислительная аппаратура представляет собой небольшую авиационную цифровую вычислительную машину специального назначения, индикатор контроля и входное-выходное устройство. В последнем формируются требуемые сигналы, устанавливаются нужные соотношения между цифровыми и аналоговыми величинами и добавляются шкальные коэффициенты. Цифровая вычислительная машина рассчитывает по значению частоты доплеровского сдвига путевую скорость, сравнивает данные скорости, полученные от доплеровского и инерциального датчика, и рассчитывает необходимые сигналы ошибок, подаваемые в цепь обратной связи.

Блок отсчетных устройств выдает индикации путевой скорости, угла сноса, курса, расстояния до пункта назначения, величины и знака бокового уклонения от заданной линии пути.

Комбинированная система навигации (АНК в сочетании с доплеровским измерителем W и УС)

В указанной системе (Рис. 36) в качестве основного (запоминающего) устройства применяется АНК, работающий от измерителя истинной воздушной скорости V и курса ψ. Значения V и ψ, кроме АНК, поступают в вычислитель ветра и, являющийся одновременно хранителем полученного значения ветра, а также угла сноса. Значение и получается в вычислителе путем решения навигационного треугольника скоростей по соотношению U = W—V, причем дискретное значение W поступает в вычислитель от доплеровского измерителя путевой скорости. После отключения этого измерителя от системы АНК работает по полученному в момент включения значению ветра. С выхода АНК снимаются координаты места самолета. Чем больше частота подключения доплеровского измерителя к АНК, тем точнее работает система.

Как указывалось выше, ошибки интегрирования здесь все равно накапливаются с течением времени. Ввиду того, что скорость и направление ветра не изменяются скачкообразно (исключение составляет лишь пересечение метеорологических фронтов и струйных течений на больших высотах), увеличивать частоту включений измерителя W и УС целесообразно лишь до определенных пределов. Эти пределы могут быть установлены исходя из соотношения, характеризующего пространственную изменчивость ветра в зависимости от удаления летательного аппарата от пункта измерения ветра:

где r_S — среднее квадратичное радиальное отклонение (в км/час), характеризующее пространственную изменчивость ветра на этапе полета протяженностью S км.

В рассмотренной навигационной системе сочетаются преимущества автономности АНК с высокой точностью измерения путевой скорости и угла сноса доплеровским измерителем.

Комплексная система навигации (АНК в сочетании с панорамным радиолокатором и астрокорректором курса)

В системе (рис. 37) применен АНК, счисляющий путь по данным истинной воздушной скорости и курсу. Радиолокатор и астрокорректор используются для периодических дискретных коррекций места самолета и курса самолета. Точное место самолета штурман может определить с помощью панорамного радиолокатора при наличии на земле двух радиолокационных ориентиров или наземных радиолокационных маяков, точное местонахождение которых ему известно. При этом место самолета вычисляется исходя из фактических значений наклонных дальностей до ориентиров, их пеленгов и высоты полета (рис. 38).

Рис. 38. Схема определения места самолета и коррекции курса.

Место самолета определяется совместным решением уравнений двух линий положения ЛП1 и ЛП2, представляющих собой окружности с радиусами D₁ и D₂; центры О₁ и О₂ окружностей находятся в известных точках — местах радиолокационных ориентиров (РЛО). Результат вычислений фактических координат места самолета сравнивается с координатами места самолета, вычисленными АНК.