CC BY
156
| ISSN 2221-1179 Вестник Концерна ПВО «Алмаз - Антей» | №2, 2015
| Математика |
УДК 623.466.55
© Ю. А. Иванов, 2015
Комплектированная навигационная система на базе бесплатформенной инерциальной навигационной системы и корреляционного измерителя скорости и сноса
Комплексирование данных корреляционного измерителя скорости и бесплатформенной инерциальной навигационной системы, построенное по аналогии с доплеровским измерителем скорости и сноса, приводит к сильным возмущениям в контуре управления движением летательного аппарата в горизонтальной плоскости. Предложен способ комплексирования, который учитывает особенности корреляционного метода измерения скорости, заключающегося в необходимости вычислять на длительных интервалах корреляционные функции сигналов, принятых разнесёнными антеннами. При этом корректируются ошибки бесплатформенной инерциальной навигационной системы по ускорению, скорости и координатам, отпадает необходимость в скользящем усреднении корреляционных функций и выдачи данных о скорости в каждом навигационном цикле.
Ключевые слова: летательный аппарат, радиоизмеритель высоты, навигационная система, доплеровский измеритель скорости и сноса.
Управление движением современных летательных аппаратов (ЛА) построено на использовании данных инерциальных навигационных систем, в частности, бесплатформенной инерциальной навигационной системы (БИНС), ошибки которой корректируются данными внешних измерителей, таких как спутниковая навигационная система (СНС), измерители скорости и корреляционно-экстремальная навигационная система по геофизическим полям Земли [1]. Таким образом, назначением измерителя скорости в системе управления ЛА является коррекция ошибок БИНС.
Корреляционный измеритель скорости и сноса входит в состав комбинированного радиоизмерителя высоты, скорости и угла сноса (КРИСС), являясь одним из его каналов, и обладает рядом преимуществ по сравнению с доплеровским измерителем скорости и сноса, в частности, он позволяет измерять скорость над спокойной водной поверхностью, а ошибки измерения мало зависят от угла крена ЛА.
Корреляционный способ определения скорости полёта принципиально отличается от доплеровского тем, что требуется накопление длинных выборок сигналов, принятых разнесёнными антеннами, для вычисления взаимных корреляционных функций (ВКФ) этих сигналов. Первоначально была сделана попытка определять составляющие вектора земной скорости в проекциях на оси связанной системы координат (ССК) за один навигационный цикл БИНС по аналогии с доплеровским измерителем скорости и угла сноса (ДИСС). Однако,
как показали натурные испытания, ошибки определения скорости в десятки раз превышали погрешность ДИСС. Усреднение ВКФ приблизительно за 100 навигационных циклов БИНС, которое эквивалентно увеличению длины выборок сигналов, радикально уменьшило погрешность КРИСС. Но в этом случае измеренная КРИСС величина уже не соответствует проекциям текущей скорости на оси ССК вследствие того, что за время усреднения ВКФ изменяется как ориентация ССК, так и величина скорости. Для уменьшения ошибок КРИСС можно увеличить интервал усреднения ВКФ, например, до 1000 навигационных циклов БИНС, но в этом случае измеренная величина почти полностью теряет смысл проекций текущей скорости на оси ССК. Традиционный способ комплексирования БИНС и измерителя скорости, построенный по аналогии с ДИСС, в данном случае уже не годится. КРИСС проектировался как измеритель текущей скорости, аналог ДИСС. Для того, чтобы данные для комплексирования поступали в каждом навигационном цикле БИНС, несмотря на длительный интервал усреднения ВКФ, вводился скользящий интервал накопления ВКФ. Среднее значение скорости на этом интервале приписывалось его концу, то есть моменту выдачи данных в бортовую цифровую вычислительную машину. В каждом навигационном цикле новое значение ВКФ добавляется в скользящую выборку, а самое «старое» из неё удаляется.
Как выяснилось в процессе натурных
74
| ISSN 2221-1179 Вестник Концерна ПВО «Алмаз - Антей» | №2, 2015
испытании, при таком принципе измерения ошибка определения поперечной скорости (проекция вектора земной скорости на ось OZ1 CCK) зависит от угла скольжения (сноса). Угол скольжения РК определяется как угол между вектором земной скорости и осью OXj CCK при повороте вокруг оси OYx CCK, а угол атаки аК - как угол, возникающий при последующем повороте вокруг оси OZx CCK. Индексом «К» будем обозначать углы относительно земной скорости, в то время как эти же углы без индекса обозначают ориентацию ССК относительно набегающего потока, то есть воздушной скорости ЛА. При движении ЛА вдоль ортодромий маршрута управление движением ЛА в горизонтальной плоскости происходит путём изменения угла скольжения РК. Было обнаружено, что при подключении КРИСС в контур навигации возникает обратная связь управления от ошибки измерения поперечной скорости. Это приводило к сильным возмущениям в контуре управления вплоть до потери устойчивости. Описанные особенности корреляционного измерителя скорости приводят к необходимости принципиально нового способа комплексиро-вания данных БИНС и КРИСС.
На рис. 1 приведена схема антенной системы разработчика КРИСС ОАО «УПКБ «Деталь» [2], а на рис. 2 - графики сигналов, принятых антеннами КРИСС, из которых видно, что сигналы, принятые антеннами, похожи
друг на друга, но сдвинуты на величину транспортной задержки, которая зависит от скорости ЛА и расстояния между антеннами. Измеряемые в КРИСС транспортные задержки между сигналами 1-й и 2-й антеннами и между 2-й и 3-й для случая, когда вектор земной скорости лежит в плоскости антенн, определяются выражениями [2]:
OC/2
OD /2
Т12 =-
Т23
V ' 23 V ' (1)
где OC/2 и OD/2 - перемещения фазовых центров антенн вдоль вектора скорости в точки максимальной корреляции, т. е. точки, когда сигнал, пришедшей в эту точку антенны, максимально похож на сигнал другой антенны до начала перемещения, например, OC/2 для 2-й и 1-й антенн. Из (1) вытекают выражения для проекции вектора земной скорости Vx1 на ось OXx антенной системы координат (АСК) (рис. 1):
а =
Т12 + Т23
b = Т12 Т23
^1 =
2а
b (2)
2 Х„ ' 2У„ ' " а2 + b-
Номинальные направления осей АСК совпадают с направлением осей ССК. Ось OX1 АСК параллельна прямой, проходящей через фазовые центры 1-й и 3-й антенн, а ось OZ1 перпендикулярна этой прямой и проходит через фазовый центр 2-й антенны.
Если вектор скорости не лежит в плоскости антенн, то положение этой плоскости от-
75
| Математика |
| ISSN 2221-1179 Вестник Концерна ПВО «Алмаз - Антей» | №2, 2015
| Математика |
Рис. 2. Графики принятых антеннами КРИСС сигналов: синий - выборка сигналов 1-й антенны; зелёный - выборка сигналов 2-й антенны; красный - выборка сигналов 3-й антенны
носительно вектора земной скорости определяется поворотом плоскости антенн вокруг оси OZl на угол аК. Перемещения фазовых центров антенн по-прежнему происходят вдоль вектора земной скорости, но величины этих перемещений до точек максимальной корреляции будут меньше, чем при отсутствии угла атаки. Тогда в (2) вместо величины 2X0 надо взять её проекцию на плоскость, в которой лежит вектор скорости, и выражения (2) примут вид:
аК
Т12 + Т23 _ а .
2X0 ■ cos аК cos а К
b _ Т12 — Т 23 .
27 ’
Л10
V _- 2ак
2а ■ cos а
av + b2 а + b ■ cos2 аК cos av _ UDxl ■ cos а„
К
2а
a2 + b2
(3)
где UDxl - величина, поступающая из вычислителя КРИСС.
В (3) проекция скорости Vxl лежит в плоскости вектора скорости, которая совпадает с плоскостью антенн до поворота и не совпадает с этой плоскостью после поворота на угол атаки.
Проектируя Vxl на оси OXl и OYl АСК, получаем:
Vxk = Vxl • cos aK = UDxl • cos2 aK ;
Vyk = - Vxl • sin a K = -UDxl • cos a K • sin a K = (4) = -Vxk • sin a K / cos a K = -Vxk • tan a K .
Проекция земной скорости Vzk на ось OZl АСК вычисляется в КРИСС по следующим выражениям (амплитудный метод):
sin(2p к) =
2 • k
X0Y0 • (а2 + Ъ2)
1П BKF12m - 0,5 • S 1П12
4 ^12
1n BKF23m - 0,5 • S 1n 23
S 23
S In 12 = In AKFim + ln AKF2m ; S In 23 = In AKF3m + ln AKFm ; Vzk = (Vx1 • tan вK )• cos aK = = UDx1 • cos aK • tan вK • cos aK = Vxk • tan в K ,
x
X
(5)
где рК - угол скольжения (сноса);
ln BKFl2m, ln BKF23m - максимумы квадратичных аппроксимаций логарифмов взаимных корреляционных функций ВКФ12 и ВКФ23 сигналов антенн;
ln AKFlm, ln AKF2m,, ln AKF3m, - максимумы квадратичных аппроксимаций логарифмов ав-
76
| ISSN 2221-1179 Вестник Концерна ПВО «Алмаз - Антей» | №2, 2015
\
токорреляционных функций сигналов антенн;
g12, g23 - старшие коэффициенты квадратичных аппроксимаций логарифмов ВКФ12 и ВКФ23;
къ - поправочный коэффициент.
В выражении для sin(2bK) вместо Х0 должно стоять X0 cos aK, а вместо а - ак. Но поскольку угол атаки в КРИСС не поступает, его влияние учитывается дополнительным умножением на cos aK выражения Vx1 tan bK.
В каждом навигационном цикле по выборкам сигналов, принятых тремя антеннами, вычисляются две взаимные корреляционные функции ВКФ12 и ВКФ23 и три автокорреляционные функции АКФ1, АКФ2, АКФ3. Каждая из этих функций состоит из 64 дискретных отсчётов, идущих через 6 периодов повторения зондирующих импульсов в пакете канала скорости. Все функции усредняются в течение нескольких навигационных циклов, например 100 или 1000. За это время проекции земной скорости на оси АСК могут значительно изменяться вследствие эволюции ЛА как по углам, так и по скорости. В конце интервала усреднения вычисляются натуральные логарифмы усреднённых корреляционных функций и их квадратичные аппроксимации:
In BKFU = g12 • (t -т12)2 +
+ (C12 — g12 • T12 + ln BKF12 m ) ;
d,.
T12 =~
2 • gy.
ln BKF23 = g23 • (t — T23)2 +
+ (C23 — g23 • T23 + ln BKF23m ) ;
T23
2 • g23
(6)
где g12, c12, d12 - коэффициенты аппроксимации ВКФ^БК^);
g23, c23, d23 - коэффициенты аппроксимации ВКФ23 (BKF23).
Как видно из (4) и (5), для вычисления проекций скорости требуется знание угла атаки. БИНС выполняет счисление проекций земной скорости на оси навигационной системы координат (НСК). Переведём эти проекции в связанную систему координат (ССК):
у
Ч
!ji
91
У
jrbins VX1 ' XT '
jrbins VY1 = AIRT • HTa > (7)
ту bins VZ1 ZT
где AIR - матрица перехода из ССК в НСК, вычисляемая БИНС;
XT, HTa, ZT- проекции вектора земной скорости на оси НСК, вычисленные комплексиро-ванием данных БИНС и КРИСС.
Поскольку за время усреднения ВКФ угол атаки изменялся, то в формулах (4), (5) можно использовать только среднее значение угла атаки на этом интервале, в них входит не сам угол атаки, а его тригонометрические функции, которые вычисляются по формулам:
ту bins V X1SR bins _Y1SR
Tr N
T ivy
* i
Tr N
-1 X 1 ybins
T2? Y1
tan a K
Vf
bins Y1SR
v-
bins X1SR
(8)
1
cos aK =
1 + tan2 a*
Окончательно скорости КРИСС, вычисленные по осям АСК на интервале усреднения ВКФ, можно записать в виде:
(9)
Vxk UDxl ■ cos2 aK
V = ~ KR! Vyk = - Vxk ■ tan a K
Vzk Vxk ■ tan в K
Будем считать, что (9) представляет собой усреднённые проекции земной скорости на оси АСК. Тогда уравнение измерений КРИСС запишем в виде:
-j ti+T
V„ = T J v;”A + l, (10)
ti
где T=N Tc - интервал усреднения ВКФ;
- вектор истинной земной скорости в проекциях на оси АСК;
| - вектор ошибок измерения КРИСС. Запишем уравнения идеальной инерциальной навигации на интервале усреднения ВКФ:
77
| Математика |
| ISSN 2221-1179 Вестник Концерна ПВО «Алмаз - Антей» | №2, 2015
| Математика |
(11)
W = M 5-0 • WK1 - Wcor ;
ti+T
V = V. + J WdT ;
ti
Wcor = (W,o, + W,or)- gr 2 ;
Wpov = ® HCK X V ;
Wkor = 2 • Ю 2HCK X V ;
Wi = Wki - M T-0 • Wcor,
где MS-O - идеальная матрица перехода из ССК в НСК;
WK1 - вектор кажущегося ускорения в проекциях на оси ССК;
gT 2 - вектор ускорения силы тяжести в проекциях на оси НСК;
® hck - угловая скорость вращения НСК относительно Земли;
Ш zHCK - угловая скорость вращения Земли относительно абсолютного инерциального пространства в проекциях на оси НСК;
W, - истинное ускорение в ССК.
Измеренное ускорение в ССК запишем в виде:
нение из (13), рассматривая величины AVj!Z и как функции, заданные на интервале [ti, ti + T]:
ti+T
ti +T
Jay;wt= JaVVt
+
/ \ T2
+ (5WK1 -(dAIR-E)-MT_0 • Wcor)-----. (14)
ti+T
Представим выражение J AVfdx в виде:
ti+T ti +T ti
J AV^dc = J \[stdx - T • \;st (ti) =
titi
ti +T ti
J v;stdT-l J \;stdx+
ti V ti-T
+
ti 'A
ist
TA\(st (ti) - jAV;stdT
ti -T
f ti+T ti
l J \[stdx- J \[stdx
ti
ti -T J
ti
\
T • J Wjdx- JAV;stdT
V ti-T ti-T
Можно показать, используя (13), что:
(15)
J
w;z = WKJ +5 WK1 - AIRT • Wcor ; AIRT = dAIR • M T-O ,
(12)
и и
T • j W1Jx- jAVfdc:
где dAIR - матрица ошибок знания угловой ориентации НСК;
5 WK1 - вектор ошибок акселерометров БИНС.
Преобразуем выражение (12) и проинтегрируем его на интервале усреднения ВКФ:
W;z = WK1 + 5WK1 - dAIR • M TS-0 • 'Wcor +
+ (m ts-0 • 'Wcor - M TS-0 • 'Wcor);
W1 = (wK1 - MS-0 • Wcor)+5WK1 --(dAIR - E)- M ts-0 • Wcor ;
ti+T ti+T
AVf = J W1 dx = J W1dx + (13)
t t
+ (5WK1 - (dAIR - E)- Mts-0 • Wcor )• T;
ti+T
av;z = J W\zdx = Av;st +
ti
+ (5WK1 - (dAIR - E)- Mts-0 • Wcor )• T.
Проинтегрируем ещё раз последнее урав-
ti-T ti-T
ti ti
(16)
T • j W;zdx- j AVfdi.
ti -T
ti -T
Подставляя в (15) вместо выражений
ti +T
J \{stdx и J \{stdx их значения из (10) и учи-
ti ti-T
тывая (16)+ получаем:
jAY1i'rtdx = \AV{zdx-
- T -j W/zdi + T ■A\KRI - T-A|. (17)
Подставляя это выражение в (14), можно получить:
ti+T ti
J aV/Wt- J AVfdi +
+
и
t J w;wt- tavk
ti-T
(8WK1 - (dAIR - E)- Mts-O - Wcor)>
T -
x----T AE .
2
(18)
ti
ti
ti
ti
ti-T
ti-T
ti
78
| ISSN 2221-1179 Вестник Концерна ПВО «Алмаз - Антей» | №2, 2015
\
у
Ч
!ji
91
У
Откуда найдём выражение для невязки фильтра:
2
т
1
и~г± и
Jav/Wt- Jav/Wt
ti-T
AVKR1 +
и
J W[zdx
= 5 Wk/-(dAIR - E)-M
2A|
S-O
x Wcor - -
T
AV/z (t) = J W/Wt ;
(19)
5 wk/ =5 Wk/0 + 5Ka - Wk/ +
^ + (dAIR - E)- Wk,
где 5 WK10 - вектор смещений нулей акселерометров;
5Ka - матрица, составленная из углов неортогональности осей чувствительности акселерометров и ошибок их масштабных коэффициентов.
Левая часть первого уравнения (19) представляет собой вычисляемую невязку фильтра, а правая часть состоит из ошибок БИНС по ускорению в ССК и ошибок измерений КРИСС 2А| / T. Устраняя процедурой фильтра Калма-на ошибку КРИСС, получим оценку ошибок БИНС по ускорению 5 WK1, которые вычитаются из показаний акселерометров БИНС.
Оценка ошибок БИНС 5 WK1 находится в конце интервала усреднения ВКФ, но поскольку она присутствовала на всём этом интервале, то накопились ошибки по скорости и координатам. Зная ошибки по ускорению, можно найти поправки по скорости и выполнить коррекцию координат:
'Я
SWK1 = 2 K
ti+T
v
AVKR +
Jav;zJt- Jav/Wt
ti-T
ti \
J w;wt
Л
ti -T
f ti +T
ti +T
5 V =
Tc^ AIR -5 WK1 - I Wcor • dx ;
X = X-8 VX • T■
Z = Z-5 V • T•
R0
RZ + h
R0
RZ + h
(20)
где KF - коэффициент фильтра;
ti
ti-T
T
x
ti
R0 - радиус ортодромической сферы;
RZ - текущий радиус Земли; h - текущая геоцентрическая высота;
§ у - проекция вектора скорости на ось X;
5 VZ - проекция вектора скорости на ось Z.
Счисление координат производится в ортодромической системе координат с геоцентрической вертикалью и, следовательно, рассматриваемая БИНС является системой полуаналитического типа. Большинство ЛА летят по заранее проложенному маршруту, который представляет собой отрезки ортодромий, состыкованных в точках, называемых поворотными пунктами маршрута (ППМ). Земная поверхность аппроксимируется сферой произвольного радиуса, и каждая ортодромия представляет собой дугу большого круга между двумя соседними ППМ. Плоскость большого круга проходит через центр Земли.
Данная схема комплексирования не вносит возмущений в контур управления движением ЛА в горизонтальной плоскости при наличии ошибок, зависящих от угла скольжения, и позволяет значительно увеличить время усреднения ВКФ. При этом не требуется выдавать данные о скорости в каждом навигационном цикле БИНС, следовательно, отпадает необходимость в скользящем усреднении ВКФ, что позволяет направить освободившиеся вычислительные ресурсы на усовершенствование алгоритма КРИСС. Эволюция ЛА не накладывает ограничений на увеличение времени усреднения ВКФ.
Схема комплексирования, построенная по аналогии с ДИСС, не охватывает контуром обратной связи ошибки ориентации БИНС, которые выражаются матрицей dAIR. Даже когда собственные ошибки КРИСС (или ДИСС) полностью отсутствуют, ошибки определения координат местоположения линейно нарастают, поскольку корректируются только ошибки по скорости. В данной схеме ошибки ориентации, так же как и ошибки по положению, попадают в контур обратной связи. Однако ошибки ориентации ухудшают точность комплекси-рования, поэтому их нужно компенсировать другими методами. Ошибки ориентации приборной НСК относительно плоскости местного
79
| Математика |
| ISSN 2221-1179 Вестник Концерна ПВО «Алмаз - Антей» | №2, 2015
| Математика |
горизонта совершают синусоидальные незатухающие колебания с периодом Шулера относительно истинного положения НСК и демпфируются использованием данных КРИСС по скорости. Ошибки ориентации приборной НСК в азимуте имеют характер дрейфа, т. е. медленного разворота приборной НСК с течением времени относительно её истинного положения.
На участке полёта, когда работает навигационная аппаратура потребителя (НАП) СНС, можно, используя данные КРИСС, оценить азимутальную ошибку БИНС. На этом участке скорость ЛА, вычисленная БИНС, корректируется по данным НАП СНС. Вычислим средние значения скоростей в горизонтальной плоскости XTSR, ZTSR, на интервале усреднения ВКФ. Переведём скорости, вычисленные КРИСС, из АСК в НСК через усреднённую на этом интервале матрицу AIR. В результате получим следующую систему уравнений:
KR1
KR1
KR1
( Тс ti+T
1
0
0
TCZT
rjl
J ti
dM T
V T ti
НСК
0 -Ay u 10 1
Z AIR
Vxk
Vyk
Vzk
Jack
" XT ' XTSR
HTa = HTa
ZT НСК 1 К N 1
v
V
v7k
KR1
KR1
dM T
cos Ay -Ad sin Ay Ad 1 - Ay
- sin Ay Ay cos Ay
(21)
x
Z
x
НСК
где Ay, Ad, Ay - ошибки ориентации БИНС, т. е. разворот приборной НСК относительно её истинного положения;
Ay ust - ошибка установки АСК относительно ССК по рысканию.
Считая ошибку установки Ayust известной и пренебрегая ошибками Ad и Ay, поскольку они уточняются другими средствами, из (21) найдём азимутальную ошибку БИНС Ay:
sin Ay « Ay
XTSR -vr- ZTSR -VK
(vJT)2 +Vr)2
. (22)
На разворотах при переходе с одной ортодромии на другую ошибка ориентации Ay устраняется без привлечения данных КРИСС в результате работы алгоритма довыставки. Для организации довыставки может быть организован специальный манёвр.
Ошибка установки Ayust приводит к наличию постоянной составляющей в ошибке поперечной скорости, которая фильтром Кал-мана при комплексировании не устраняется и оказывает значительное влияние на точность навигации с КРИСС. Данные анализа лётных испытаний показывают, что Ayust достигает величины 20 угл. мин и более, при том, что ошибка в 10 угл. мин приводит к систематической превышающей требование ТЗ ошибке в поперечной скорости.
Рассмотрим способ выделения и компенсации ошибки Ayust на начальном участке полёта при работе НАП СНС:
~Vx1N' ' XT "
Vy1N = dAIR • MTS-O • HTa
Vz1N ZT
~Vx1Nlst ~
= dAIR • Vy1Nlst 5
Vz1N sSt _
' 1 Ad - Ay
dAIR = -Ad 1 Ay
(23)
Ау - Ау 1
Vxk1 " 1 0 -Ay«,t" Vxk
Vyk1 = 0 1 0 Vyk
Vzk1 CCK _Aya,t 0 1 _ Vzk
где Ay, Ad, Ay - ошибки ориентации БИНС, в данном случае переход из истинного положения ССК, которое определяется матрицей -O , в наблюдаемое положение ССК, которое определяется матрицей AIR. Будем считать,
80
| ISSN 2221-1179 Вестник Концерна ПВО «Алмаз - Антей» | №2, 2015
\
у
Ч
!ji
91
У
что ошибки ориентации Ад, Ау непрерывно устраняются работой алгоритма довыставки в горизонт;
Vz1N - проекция земной скорости на ось OZx по данным комплексирования БИНС и НАП;
Vzk1 - эта же проекция по измерениям КРИСС.
Найдём разность:
AVzk=Vzk1-Vz1N. (24)
Из (23) имеем:
AVzk = (Vxk ■ Ay ust + Vzk)-
-(Vz\Nist + Vx\Nist -Ay) =
= (Vzk - Vz\Nlst) +
+ (Vxk ■ Ayust - Vx1Nlst ■ Ay) =
=(Vzk - Vz1Nist) + (Ay„st - Av) ■Vxk • (25)
Ошибку КРИСС по боковой скорости представим в виде:
Vzk - VzlNlst = (Ар-Рк)-Vz\Nlst + $. (26)
Выполним два манёвра в горизонтальной плоскости одинаковой длительности: один - с углом скольжения PK = +PS, второй - с углом скольжения PK = -PS. Полагая, что ошибка КРИСС по продольной скорости незначительна, т. е. принимая, что Vxk ~ VxkNist, из (25) с учётом (26) найдём:
ust -AV
^(Vz£1 - Vz1N)
NS-T___________
Yyxk
NS-T
(27)
где NS - заданное число циклов измерений КРИСС.
Для того чтобы из (27) найти ошибку установки Ayust, необходимо сначала определить ошибку Ay и затем - Ayust. При выполнении манёвров работает алгоритм довыставки, и после их окончания становится известной ошибка Ay , после чего из (27) находится
ошибка установки Ayust.
Выводы
1. Разработан метод комплексирования данных БИНС и корреляционного измерителя скорости, учитывающий принципиальные отличия корреляционного способа от доплеровского. При этом в отличие от традиционного способа комплексирования с ДИСС в предлагаемом способе корректируются ошибки БИНС по ускорению, скорости и координатам.
2. Данный способ позволяет значительно увеличить длину выборок сигналов для вычисления ВКФ (интервал времени усреднения ВКФ), что позволяет довести точность ком-плексированной системы до предельно достижимого уровня.
3. Предложен способ оценки азимутальной ошибки БИНС при совместном использовании данных КРИСС и СНС, что существенно повышает точность навигации на участке, когда данные СНС будут отсутствовать в результате противодействия её работе.
Список литературы
1. Боркус М. Н. , Чёрный А. Е. Корреляционные измерители путевой скорости и угла сноса летательных аппаратов. М.: Сов. радио, 1973. 169 с.
2. Пономарев Л. И, Калмыков Н. Н, Иванов Ю. А, КацМ. И, Важенин В. Г. Вербицкий В. И, Дядьков Н. А, Мельников С. А. Результаты отработки алгоритмов функционирования и перспективы применения комбинированных радиолокационных измерителей в составе бортового комплекса управления полётом летательного аппарата // Вестник Южно-Уральского государственного университета. Сер. Компьютерные технологии, управление, радиоэлектроника. 2014. Вып. 14. С. 116-119. Поступила 11.11.14.
Иванов Юрий Александрович - ведущий инженер АО «ОКБ «Новатор», г. Екатеринбург.
Область научных интересов: корреляционно-экстремальные системы навигации, динамика, баллистика, управление движением и эффективность летательных аппаратов.
81
| Математика |
