Лекции 9,10,11,12,13. 3 страница

Согласно рис. 15 координаты места самолета могут быть определены из следующих очевидных геометрических соотношений:

Yм.c = ½ [Y_РЛО1 + Y_РЛО2—D₁cos (δ ₁—ξ)—D₂ cos (δ ₂—ξ)];

Xм.c = ½ [X_РЛО1 + X_РЛО2—D₁sin (δ ₁—ξ)—D₂ sin (δ ₂—ξ)].

При наличии разницы между фактическими и счисленными координатами места самолета показания АНК должны быть соответствующим образом скорректированы. В более сложных системах введение сигналов коррекции может быть использовано как для компенсации погрешностей счисления, накопившихся при работе АНК, так и для компенсации погрешностей вычисления ветра.

С помощью астрономического курсового корректора (в условиях видимости светил) могут быть откорректированы показания гирополукомпаса — датчика курса АНК, ошибка которого накапливается с течением времени. Гирополукомпас можно также корректировать и с помощью панорамного радиолокатора одновременно с определением координат фактического места самолета. Если будет определено место самолета, то может быть рассчитан курсовой угол одного из ориентиров, координаты которого известны. После этого нетрудно вычислить азимут этого ориентира. Разница между вычисленным азимутом и курсовым углом ориентира и будет истинным курсом самолета.

Комплексные системы, сочетающие инерциальные средства с астрономическими и радиолокационными корректорами места

Накапливающаяся с течением времени ошибка измерения места самолета с помощью инерциальных средств устраняется в результате введения корректирующих сигналов в моменты включения дискретной коррекции от астрономического ориентатора (или от панорамного радиолокатора (рис. 40)), которые определяют место самолета с ошибкой, не зависящей от продолжительности и дальности полета. Точность коррекции места с помощью астроориентатора (по схеме рис. 39) с автономной гировертикалью весьма низка, так как она определяется погрешностями самой вертикали, возмущаемой действующими на самолет ускорениями. Поэтому большее распространение получают так называемые астроинерциальные навигационные системы, в которых точность определения координат места самолета значительно повышается за счет органического объединения средств пеленгации светил и средств выработки вертикали.

Рис. 39. Блок-схема коррекции инерциальной системы с помощью астроориентатора.

1—площадка с акселерометрами, 2—первый интегратор, 3—второй интегратор, 4—устройство преобразования координат, 5—стабилизированная в истинном горизонте платформа, 6—телескопы, 7—счетно-решающее устройство, Дв—исполнительный двигатель.

Рис. 40. Блок-схема коррекции инерциальной системы с помощью панорамного радиолокатора.

1—площадка с акселерометрами, 2 и 3—интеграторы, 4—устройство преобразования координат, 5—панорамный радиолокатор. 6—вычислитель панорамного радиолокатора, Дв—исполнительный двигатель.

Для осуществления астрономической коррекции гироориентатора на летательном аппарате устанавливаются два телескопа, направленные на две выбранные звезды. При перемещении летательного аппарата оси телескопов фиксируют два направления в инерциальном пространстве. Если с этими направлениями связать некоторую площадку, то получим стабилизированную платформу. Для того чтобы обеспечить работу астрономической следящей системы и выдержать правильное направление осей телескопов на звезды при временном отсутствии видимости последних, телескопы стабилизируют с помощью гиростабилизатора.

Рис. 41. Общий вид комбинированной системы: астроориентатор — гироориентатор.

1—зеркало телескопа, 2—полупрозрачное стекло, 3—азимутальный гироскоп, 4, 7 и 15—коррекционные электродвигатели, 5—шкала указателя широты, 6, 11 и 17—разгрузочные электродвигатели, 8 и 14—гироскопы, 9—часы, 10—шкала указателя курса, 12 и 13—шкалы указателя долготы, 16—телескоп.

На рис. 41 показан общий вид комбинированной системы, сочетающий в себе астроориентатор и гироориентатор. Ось N—S гироориентатора всегда направлена по меридиану, а ось телескопа астросистемы — по оси мира. Принцип работы системы состоит в следующем. При отсутствии видимости светил система работает как гироориентатор.

Если же осуществляется пеленгация светил, то она работает как астроориентатор. Схема выдачи показаний астро- и гироориентаторов приведена на рис. 42. Там же показаны основные связи между гироскопической и астрономической частями системы.

Вопросы студентам:

1. В чем заключается и что обеспечивает основной режим автоматического управления самолетом в АНК? Опишите режимы КР, КС, ВМ.

2. Опишите работу схемы захода на посадку АНК, работающего в ГО-координатах.

3. В чем отличие АНК с БЦВМ от АНК с аналоговым НВ?

4. Какие задачи решает БЦВМ в АНК? Опишите блок-схему.

5. Как работает ПУИ в АНК с БЦВМ?

6. Опишите ПНП.

7. Опишите ПИНО.

8. В чем разница работы АНК с СВС, с ДИСС и с астроориентатором- гироориентатором?

Лекция 14

КОМПЛЕКСНЫЕ СИСТЕМЫ НАВИГАЦИИ, ОПРЕДЕЛЯЮЩИЕ МЕСТО САМОЛЕТА В ЕДИНОЙ СИСТЕМЕ КООРДИНАТ

Ввиду большого количества первичных датчиков, определяющих навигационные параметры в различных условиях полета, необходимости анализа и обобщения результатов измерения этих параметров и обеспечения автоматического управления полетом на современных самолетах применяются комплексные системы навигации, создаваемые на базе центральных вычислителей. Эти системы обеспечивают централизацию процесса измерения, обработки и выдачи информации экипажу или в систему автоматического управления самолетом.

Навигационные устройства определяют место самолета в различных системах координат (географических, ортодромических, полярных и др.), что неудобно при использовании единых навигационных систем. Поэтому объединение различных устройств в комплексные навигационные системы производится на базе единой системы координат.

Приведем формулы, позволяющие производить перерасчет координат точек из одной системы в другую. На рис. 43 изображены различные системы координат для определения места самолета. За одну из осей X выбрана ортодромия АЦ, где А (с координатами φ _А, λ _А)—точка вылета; Ц (φ _Ц, λ _Ц)— точка цели. Место самолета — точка К (φ, λ) в ортодромической системе координат

определяется координатами X, Y, где Y — боковое уклонение от главной ортодромии АЦ. Полюс главной ортодромии находится в точке Р₀ (φ ₀, λ ₀). Точка Р_N — Северный полюс Земли.

Рис. 43. Схема перерасчета координат места самолета.

Полет самолета из точки К в точку Ц может выполняться через промежуточные пункты маршрута, например, по ортодромии КМ₁ в точку M₁(X₁, Y₁). При этом на самолете должны определяться полярные или, как их иногда называют, этапные координаты: дальность L по ортодромии и угол Δ ψ _ДОВ доворота на заданную точку ортодромии.

В точке С (φ _C, λ _C) расположена средняя станция навигационной радиотехнической гиперболической системы, а в точках С₁ и С₂ — боковые станции. Гиперболические координаты места самолета, находящегося в точке К, есть ρ _Г и α. Точка М представляет собой географическое место светила.

Формулы связи географических координат φ, λ места самолета:

а) с небесными координатами светил

б) с гиперболическими координатами, определяемыми при использовании разностно-дальномерной системы

в) с ортодромическими координатами

г) с полярными («этапными») координатами

Как видно из зарубежной печати, навигационные системы современных летательных аппаратов, создаваемые на базе центральных вычислительных математических машин, должны быть связаны с системой управления летательного аппарата и обеспечивать выдачу сигналов в командные пилотажно-навигационные указатели для ручного управления пилотируемых самолетов. Для определения располагаемого времени полета до цели и располагаемой дальности навигационные системы могут быть связаны с измерительными устройствами топливных систем самолетов.

Включение в навигационную систему вычислительных устройств, способных выполнять некоторые логические операции, позволяет сопоставлять результаты измерения навигационных параметров, получаемых от различных устройств, оценивать их достоверность и назначать некоторые средние значения, имеющие наибольшую вероятность совпадения с истинными величинами. Применение в навигационных системах цифровых вычислительных машин значительно упрощает навигационные датчики первичной информации — каждый из них лишается специализированных вычислителей; например, автоматический астрономический секстант, определяющий место самолета по высотам двух светил, представляет собой в этом случае всего лишь датчик высот этих светил. Возможная блок-схема такой комплексной навигационной системы в самом общем виде представлена на рис. 44.

Центральный вычислитель комплексной схемы навигации позволяет централизовать процесс измерения и обработки информации, получаемой от различных первичных датчиков, и выдать экипажу или в систему автоматического управления летательным аппаратом информацию в наиболее удобной форме на базе принятой единой системы координат.

Примерная блок-схема комплексной навигационно-пилотажной системы с центральным вычислителем приведена на рис. 45. Такая система позволяет определять и выдерживать заданную траекторию и режим полета самолета и периодически контролировать и корректировать их. Кроме того, она дает возможность определять пространственную ориентировку самолета, обеспечивать безопасные условия полета, а также контролировать положение органов управления и приземления самолета.

В систему входят центральные датчики первичных параметров: высоты и скорости полета, курса и места самолета, основанные на различных принципах действия. Кроме того, в комплексную систему поступает информация от измерителей топливной системы самолета. Сигналы этих приборов позволяют привести самолет точно в заданный пункт и в заданное время с минимальным расходом горючего.

В этой системе возможно осуществить взаимную коррекцию навигационных систем и получить наиболее достоверный результат при определении места самолета и курса его следования (или путевого угла).

Центральный вычислитель в этой системе выдает сигналы не только на командные навигационно-пилотажные приборы, но и непосредственно связан с автопилотом. Кроме того, вычислитель выдает сигналы в датчики первичной навигационной информации, необходимые для их нормального функционирования, например, сигналы вертикали — в курсовую систему, автоматический астрономический секстант, доплеровскую систему измерения скорости; значения координат места — в автоматический астрономический секстант, инерциальную систему.

Цифровые вычислительные машины, используемые в качестве центральных вычислителей, работают как счетчики. Входные данные задаются в виде цифр, над которыми производятся арифметические действия согласно определенному алгоритму (правилу), заранее разработанному. Результат вычисления выдается также в цифровой форме. Для работы цифровой машины нужны преобразователи непрерывных (аналоговых) величин в дискретные, а также выходные преобразующие устройства для преобразования дискретных величин в непрерывные. Цифровые вычислительные машины выдают результаты вычислений в виде последовательных значений выходной величины через малые, но конечные интервалы времени. При низком быстродействии выход будет отставать от входа. В связи с этим возникает задача интерполяции и экстраполяции выходных величин.

При использовании цифровой машины в комплексных системах навигации можно повысить инструментальную точность передачи сигналов от первичных датчиков (повышение этой точности теоретически не ограничено и определяется принятым числом двоичных разрядов) и, главным образом, уменьшить величину переменной составляющей ошибки первичных датчиков, что осуществляется в результате оптимальной обработки входной информации. Известно, что параметры, по которым в системах навигации производится счисление пути, являются, вообще говоря, случайными функциями времени, поэтому их обработкой — оптимальным сглаживанием — можно повысить точность счисления.

Если истинное значение какой-либо случайной величины будет X, а результаты ее измерения в моменты времени t₁, t₂,..., t_n будут f_Х(t₁), f_X(t₂),..., f_X(t_n), то приближенное значение случайной величины будет

где n — число интервалов, на которое разбито время наблюдения;

A_k — весовые коэффициенты.

Известно, что минимальная дисперсия (σ X)²_min определения величины X, равная (σ X)²_min=M(Δ X)²=[X-Х₀]2М, будет наблюдаться в том случае, если ошибка Δ Х=Х-X₀ не коррелирована со всеми результатами измерения случайной величины. При этом M[(Х-X₀)f_X(t_k)]=0 или

Последнее выражение позволяет получить n+1 линейных алгебраических уравнений для определения весовых коэффициентов с помощью вычислительной машины.

Естественно, что (σ X)_min=f_{σ X}(n, Т), поэтому можно определить такие значения n и Т, при которых отношение (σ X)_min к средней квадратической ошибке при непрерывном решении задачи достаточно мало и медленно изменяется при дальнейшем увеличении n и Т; иными словами, отношение

близко к единице.

Оптимальная обработка информации с помощью вычислительной машины, например, при использовании доплеровского измерителя путевой скорости, существенно увеличивает точность счисления по сравнению с обычным непрерывным интегрированием путевой скорости.

Отмечается, что применение в комплексной навигационной системе цифровой машины позволяет придать всей системе ряд новых качеств, а именно:

1) включить в систему элементы «памяти», т. е. при измерении текущего значения параметра сохранить его предшествующее значение;

2) ввести элементы проверки, позволяющие сопоставлять имеющиеся в «памяти» значения навигационных параметров с вновь измеренными значениями, и по величине их изменения косвенно определять достоверность результата для исключения грубых ошибок, автоматического определения необходимых моментов коррекции, выбора наилучших средств коррекции, автоматического определения неисправности какого-либо датчика, перехода к использованию данных другого датчика и т. п.;

3) включить элементы сравнения, позволяющие сопоставить между собой результаты измерения данного параметра различными методами;

4) ввести элементы выбора, позволяющие с учетом степени доверия к тому или иному методу измерения в данных условиях выбрать наиболее достоверное из полученных значений параметра для индикации или выдачи на автопилот.

Блок-схема такой системы приведена на рис. 46. Результаты измерений соответствующего параметра, определенные с помощью основного устройства 1, погрешности которого с течением времени возрастают, и с помощью корректирующих устройств 2, погрешности которых не зависят от времени и пройденного расстояния, через блоки 3 контроля исправности поступают в блоки сравнения 4 и анализа 5. При заданной разнице тех и других измерений осуществляется коррекция основного навигационного устройства.

Последовательность и частота сравнения данных основного и корректирующего устройств определяется специальной программой, вводимой перед взлетом в блок анализа 5. Выбор корректирующего устройства, а также определение момента внесения поправки осуществляется блоком сравнения 4 путем отключения одного из корректирующих устройств и подключения другого. Блок проверки выдает сигналы о неисправности и, когда это необходимо, отключает соответствующие элементы.

Для важнейших параметров, при измерении которых наряду с основными устройствами используются корректирующие, должны быть предусмотрены дополнительные визуальные указатели, подключаемые к корректирующим устройствам и позволяющие сопоставить показания основного и корректирующих устройств, обоснованно решить вопрос о необходимости введения коррекции и выбора корректирующего устройства. Кроме того, иногда необходима система сигнализации о неисправностях различных устройств и ручного выбора средств измерения.

Примером комплексной пилотажно-навигационной системы является система AN/ASQ-42 фирмы Сперри (рис. 47), устанавливаемая на стратегическом бомбардировщике В-58 (США). В систему AN/ASQ-42 входит инерциальный и доплеровский датчики, астроориентатор, радиолокационный визир (бомбоприцел), радиовысотомеры, индукционный магнитный компас и другие навигационные устройства. Система позволяет определять текущие координаты летательного аппарата, а также курс, путевую скорость, путевой угол, истинную воздушную скорость, высоту и выдает необходимую информацию на автопилот и на бомбардировочную подсистему.

В системе AN/ASQ-42 предусмотрена возможность применения не только географической, но и ортодромической систем координат, что позволяет использовать ее в высоких широтах.

В основе системы AN/ASQ-42 лежит навигационное вычислительное устройство непрерывного действия, куда поступают данные от доплеровской, астрономической и инерциальной аппаратуры и где непрерывно рассчитываются курс и место самолета, периодически корректируемые с помощью радиолокационного визира (прицела).В комплексной системе AN/ASQ-42 решаются следующие задачи:

а) определение места самолета;

б) непрерывное определение путевой скорости (с помощью доплеровской и инерциальной аппаратуры);

в) полуавтоматическая коррекция места самолета;

г) полуавтоматическая коррекция приборных значений высоты и воздушной скорости;

д) автоматическое использование астроориентатора для коррекции места и курса самолета;

е) автоматическое вождение самолета по заданным ортодромическим траекториям в любых широтах;

ж) автоматическая коррекция с помощью радиолокационного визира (прицела);

з) автоматическое фотографирование экрана радиолокационного визира (прицела);

и) расшифровка ориентиров (целей) с помощью карт совмещения;

к) выявление и исправление в полете ошибок в работе отдельных агрегатов системы.

Система состоит из постоянных функционально связанных между собой частных систем и сменной системы. Сменная система зависит от назначения самолета и может предназначаться или для бомбометания, или для разведки, или для радиопротиводействия и т. п.

Рассмотрим основные частные системы. Система центральном вертикали дает ориентировку самолета в пространстве и предназначается для получения данных о продольных и поперечных кренах и курсе, а также для расчета путевой скорости, истинной воздушной скорости и ветра. Информацию об ориентировке самолета в пространстве выдает инерциальная система с горизонтальной платформой, относительно которой и измеряются крены и курс самолета; от той же системы поступают данные о путевой скорости.

Погрешности измерения путевой скорости, накапливающиеся в инерциальной системе, уменьшаются в результате сравнения значений путевой скорости с данными, поступающими от доплеровского измерителя.

Навигационная система вырабатывает географические и ортодромические координаты текущего места самолета. Расчет осуществляется счетно-решающим устройством, куда поступают значения путевой скорости (от системы центральной вертикали) и истинного курса (от курсовой системы). Вектор скорости раскладывается на северную и восточную составляющие в обеих системах координат. Эти составляющие затем интегрируются во времени. Счетно-решающее устройство обеспечивает возможность плавного перехода от одной системы координат к другой. Курсовая система определяет истинный курс самолета в географической и ортодромической системах координат. Система непрерывно рассчитывает курс к пункту назначения (к цели) по данным, получаемым от центральной вертикали. При этом для того, чтобы отсчет курса производился от северного направления меридиана, учитывается текущее значение долготы места самолета и влияние вращения Земли. Полученное значение курса непрерывно корректируется астроориентатором, который измеряет курсовые углы и высоты звезд ночью и Солнца — днем. Разница между вычисленными и измеренными курсовыми углами светил используется для коррекции выдаваемого системой значения курса. Система рассчитывает также ортодромический курс в любом направлении, вырабатывая сигнал ошибки вождения, равный разнице между рассчитанным и фактическим курсами самолета.

Система индикации содержит органы регулировки и индикации элементов, определяемых в главной навигационной системе. Здесь же вырабатывается сигнал, определяющий момент сбрасывания бомб, и выполняются расчеты для других систем; в частности, определяется путевая скорость и путевой угол, а также оставшееся до пункта назначения ортодромическое расстояние. Высота над уровнем моря получается в результате коррекции сигналов от барометрического высотомера по показаниям радиовысотомера.

Курсовые углы и высоты светил, которые должны определяться астроориентатором, рассчитываются в системе по информации, полученной от визирной и курсовой систем. Визирный блок уточняет расчетное место самолета, обеспечивает возможность автоматического совмещения карт по экранному изображению и формирует данные для других подсистем. Рассчитанное место уточняется радиолокационным визиром (прицелом), с помощью которого определяют азимут и наклонную дальность до ориентира. Штурман может уточнить расчетное место, совмещая перекрестие на экране до его совпадения с ориентиром. Автоматическое совмещение карт с экранным изображением осуществляется с помощью вспомогательного радиовизира и экранного фотоаппарата. Последний позволяет при последовательных съемках с экрана ориентиров, расположенных вдоль линии пути, получать карту в виде сплошного изображения полосы вдоль маршрута.

Блок обнаружения и исправления ошибок помогает обнаружить неправильную работу отдельных агрегатов главной, навигационной системы и перейти от ошибочного к правильному способу измерения. Ошибки вскрываются сравнением текущих показаний различных индикаторов с их нормальными показаниями и контролированием выходных данных выбранных устройств.

При неправильной работе астроориентатора курс определяется с помощью индукционного компаса, а при выходе из строя блока центральной вертикали в действие вводится блок вспомогательной вертикали.

Примерами автоматизированных навигационных комплексов с цифровыми вычислителями являются: Ольха, Пижма, Жасмин, КСЦПНО.

Вопросы студентам:

1. Для чего производится перерасчет координат МС?

2. Объясните работу блок-схемы комплексной НПС с ЦВМ.

3. В чем заключается оптимизация обработки информации в НПК с ЦВМ?

4. Опишите особенность комплекса AN/ASQ-42?

Лекция 15

БАЗОВЫЙ НАВИГАЦИОННЫЙ КОМПЛЕКС " ОЛЬХА-1"

В базовый навигационный комплекс " Ольха-1" (рис. 48) входят:

§ радиотехническая аппаратура ближней навигации и посадки Курс МП-70 с маркерным приемником;

§ радиотехническая аппаратура ближней навигации и посадки " Веер-М";

§ цифровая вычислительная машина ЦВМ20-1М;

§ блок коммутации БК-1П, блок питания БП-1П;

§ пульты ПУ-1П, ПВИ-1ПМ, ППК;

§ картографический планшет ПА-4-42;

§ базовая система формирования курса БСФК-1 с ГА-8 и БУ-12 сер. 2;

§ автоматический радиокомпас АРК-15М;

§ доплеровский измеритель путевой скорости и угла сноса ДИСС-016;

§ метеолокатор " Гроза-42";

§ самолетный ответчик СО-72М;

§ радиомагнитные индикаторы РМ-2Б;

§ преобразователь кодов дальности ПКД.

Базовый навигационный комплекс обеспечивает:

§ измерение и индикацию дальности и азимута относительно маяков РСБН и измерение отклонения от заданного азимута при работе маяками VOR;

§ измерение и индикацию сигналов посадочных курсоглиссадных радиомаяков " Катет С", ILS, СП-50, СП-50М, СП-70;

§ измерение и индикацию курсовых углов приводных и широковещательных радиостанций;

§ автоматическое автономное счисление координат и индикацию положения самолета относительно заданного маршрута;

§ выполнение коррекции счисленных координат самолета по данным аппаратуры " Веер-М";

§ полет по кратчайшему расстоянию;

§ автоматизированный ввод параметров заданного маршрута и радиомаяков в ЦВМ;

§ полет по параллельным маршрутам;

§ автоматизированный контроль аппаратуры комплекса на земле и в полете;

§ автоматическую выдачу на землю необходимой информации для УВД;

§ управление коммутацией и коммутацию сигналов навигационных систем для их выдачи на индикацию и потребителям;

§ измерение магнитного курса самолета, определение и коррекцию приведенного курса и выдачу их потребителям;

§ измерение и индикацию направления и скорости ветра;

§ измерение, индикацию и выдачу потребителям путевой скорости и угла сноса самолета;

§ формирование и выдачу в систему автоматического управления сигнала заданного крена для выполнения полета по заданному маршруту;

§ расчет времени прибытия в текущий, конечный и любой промежуточный ППМ по текущей путевой скорости и по средней крейсерской скорости, введенной с пульта ПВИ-1ПМ;

§ обнаружение зон активной грозовой деятельности и радиолокационный обзор земной поверхности;

§ автоматическую выставку курса при рулении по РД и разбеге самолета по ВПП;

§ определение отказа приведенного курса полукомплектов системы БСФК‑ 1;

§ ручной и автоматический ввод программы полета;

§ проверку введенной программы в нормальном и ускоренном режимах.

Комплекс " Ольха-1" состоит из автономных навигационных датчиков (систем) и навигационного вычислителя на базе ЦВМ20-1М.

Навигационные датчики (системы) измеряют и выдают экипажу и потребителям все необходимые для навигации данные, обеспечивая ручное счисление координат местоположения самолета при отказе ЦВМ.

Навигационный вычислитель по этим данным автоматически вычисляет местоположение самолета, обеспечивая полет по заданному маршруту.

На самолете имеются четыре основные навигационные системы:

§ левый полукомплект аппаратуры Курс МП-70 (КМП1);

§ правый полукомплект аппаратуры Курс МП-70 (КМП2);

§ аппаратура " Веер-М" (РСБН);

§ цифровая вычислительная машина ЦВМ20-1М (ЦВМ).

Режимы работы систем задаются с пультов управления.

Вся навигационная информация собирается и выдается летчикам на приборы и индикаторы с помощью блоков коммутации пилотажного и навигационного комплексов, а также с помощью коммутации на самих приборах.

Рис. 48. Функциональная схема навигационного комплекса Ольха-1

БАЗОВЫЙ ПИЛОТАЖНЫЙ КОМПЛЕКС БПК-1П-42

Базовый пилотажный комплекс БПК-1П-42 предназначен для автоматического, полуавтоматического (директорного) и ручного управления самолетом на всех этапах полета как в автономном режиме, так и по сигналам систем комплексов " Ольха-1" и ИК ВСП-1-6.

В пилотажный комплекс входят:

§ система автоматического управления САУ-42;