Навигация инерциальная

Трехосные, или пространственные, гиростабилизаторы служат для стабилизации и управления платформой гиростабилизатора с установленными на ней различными устройствами вокруг трех осей стабилизации (рис. XX.1) Хо, /о связанных с платформой. Платформа трехосного гиростабилизатора имеет три степени свободы вращения относительно корпуса самолета и, следовательно, в отличие от двухосных гиростабилизаторов и гироскопов в кардановом подвесе, стабилизирующих какой-либо объект в заданной плоскости, осуществляет стабилизацию и управление движением платформы в пространстве трехосные гиростабилизаторы являются пространственными гиростабилизаторами. Применяются гиростабилизаторы, основанные на принципе силовой и индикаторно-силовой гироскопической стабилизации. С использованием трехосных гиростабилизаторов строят центральные пилотажные датчики курса и направления вертикали, головки самонаведения ракет, инерциальные системы навигации и др. В последнем случае гироскопическими чувствительными элементами платформы обычно служат поплавковые гироскопы, взвешенные в жидкости. [c.475]

Для реализации измерения необходимо указать приборы, которые были бы для этого пригодны. Поставленная задача, имеющая много общего с инерциальной навигацией, упрощается в связи с тем, что речь идет об измерении колебательного движения с ограниченными смещениями, причем угловые смещения во всяком случае меньше 2я. [c.147]

С целью стимулирования работ по повышению надежности в контракт должно быть включено специальное определение отказа. Это определение может несколько отличаться от определения отказа, приведенного в технических условиях, а в некоторых случаях оно может совпадать с ним. При этом важно помнить, что для целей стимулирования используются и другие параметры, так что при таком подходе существует определенная вероятность, что риск, на который идет изготовитель, повысится. В качестве примера можно привести точность и надежность. Если имеет место чрезмерный уход показаний приборов системы инерциальной навигации, то возникает вопрос, является ли это отклонением точности или отказом в смысле надежности Никто, вероятно, не захотел бы терпеть убытки в обоих случаях. Даже если определения не звучат достаточно научно, они должны быть сформулированы детальным образом. Часто бывает легче, а в случае поощрительных контрактов рациональнее определить, что не является отказом в смысле надежности. При таком подходе из расчетов средней наработки на отказ и критериев выплаты вознаграждения могут быть исключены типы отказов, не влияющих на среднюю наработку на отказ. Изготовитель должен обратить внимание на то, как сказывается на стимулирующих мерах в отношении надежности то, что эксплуатация аппаратуры производится под руководством заказчика. [c.230]

Таким образом, схема, представленная на рис. 8.1, является комплексной, так как включает в себя элементы прецизионной системы ориентации и инерциальной системы навигации. [c.127]

Теория гироскопов, опираясь на классическое наследие и создавая новые методы и представления, в XX в. развилась в теорию гироскопических систем со многими ее ответвлениями и породила теорию инерциальных систем навигации. [c.145]

Основы теории таких инерциальных систем навигации разработал в 1938 г. Б. В. Булгаков Он нашел положения равновесия системы в различных режимах работы, а также указал, что стабилизированная площадка будет [c.182]

Ввиду этого допущения, а также ввиду непригодности самой системы для навигации объектов, совершающих движение в пространстве трех измерений, после работы Булгакова оставался еще не до конца выясненным принципиальный вопрос возможно ли так построить инерциальную систему, чтобы она осуществляла навигацию объекта, совершающего произвольные движения, с точностью, ограниченной лишь инструментальными погрешностями входящих в нее элементов [c.183]

Освоение космического пространства — это большая комплексная проблема, и указанные выше ассигнования идут, конечно, в разные области науки и промышленности. Львиную долю поглощает ракетная техника (мощеные ракеты-носители) и системы управления полетом. Так, например, в 1964 г. на работы по инерциальным системам управления полетом и инерциальной навигации в США было израсходовано более 1,5 млрд. долларов [c.23]

Инерциальные системы управления и навигации [c.48]

Изложены основные подходы, методы и алгоритмы формирования облика интегрированных систем навигации и управления беспилотных маневренных летательных аппаратов различных классов. Понятие облик включает состав, структуру и алгоритмы соответствующей интегрированной системы. В состав формируемых интегрированных систем входят бесплатформенная инерциальная система и многоканальный GPS/ГЛОНАСС приемник. Обсуждаются вопросы комплексирования навигационных измерений, обработки изображений, включая формирование эталонов. Рассмотрена технология создания объектно-ориентированных программных комплексов для моделирования процессов функционирования рассматриваемых интегрированных систем. Приведены результаты моделирования интегрированных комплексов беспилотных маневренных летательных аппаратов различных классов. [c.1]

Обеспечение заданных уровней точности и указанных качественных показателей надежности предъявляет особые требования к современным и перспективным системам навигации беспилотных маневренных ЛА. Как уже указывалось выше в гл. 1, к числу основных современных бортовых систем навигации прежде всего следует отнести инерциальные (ИНС) и спутниковые навигационные системы (СНС). Инерциальные навигационные системы уже давно являются штатным оборудованием на крупных самолетах. Авиационным стандартом для высокоточных ИНС гражданских самолетов считается точность, соот-ветствуюш ая ошибке по координате в 1 морскую милю за час полета (1,8 км/час). Известны также примеры реализации более точных систем, в которых ошибка определения координат не превышает нескольких сот метров за час полета [2.3]. Спутниковые навигационные системы стали активно использоваться в авиационных приложениях лишь в последнее десятилетие и быстро завоевывают место в штатном составе бортового оборудования. Этому способствует, прежде всего, их высокая точность, которая для открытого канала после отмены Правительством США в мае 2000 года кода селективного доступа, S/A составляет 10-15 м (1сг). Опыт эксплуатации СНС показал, что при многих положительных качествах СНС не могут удовлетворить всем предъявляемым сегодня требованиям по качественным характеристикам, перечисленным выше. В таблице 2.1 суммированы основные свойства и недостатки СНС и ИНС. [c.26]

Настоящая глава посвящена подробному описанию математических моделей двух компонент интегрированных бортовых систем навигации беспилотных маневренных летательных аппаратов многоканальных приемников глобальных спутниковых навигационных систем (СНС) и бесплатформенных инерциальных навигационных систем (БИНС). [c.36]

Полученное векторное уравнение (3.62) называется основным уравнением инерциальной навигации и служит основой для разработки функциональных алгоритмов всех типов ИНС. Это уравнение позволяет определять радиус-вектор местоположения R (а следовательно координаты объекта) и его производные (а следовательно скорости и ускорения объекта) на основе информации о векторах п и Век- [c.78]

Подставляя это соотношение в (3.64), можно записать основное уравнение инерциальной навигации в форме Коши в следующем виде [c.79]

Скалярный вид основного уравнения инерциальной навигации определяется, прежде всего, выбранным навигационным базисом, т. е. базисом, в котором определяются основные навигационные параметры координаты и проекции скорости. В свою очередь, выбор навигационного базиса определяется типом летательного аппарата, особенностями его траекторного движения, характером решаемых задач. [c.80]

Вывод уравнений ошибок можно осуществить путем формального варьирования основного уравнения инерциальной навигации. Такой путь не является единственным. Известны другие подходы к составлению уравнений ошибок. Например вариацию можно проводить, используя скалярную форму записи алгоритмов работы БИНС [3.10]. В этом случае получаюш,иеся уравнения ошибок привязаны к конкретной реализации системы, и, следовательно, могут быть применены только для данного типа систем. Ниже предлагается более обш,ий подход, развитый, например в работе [3.9] и основанный, как уже сказано выше, на формальном варьировании исходного векторного основного уравнения инерциальной навигации в форме (3.62). Получаюш,иеся при этом уравнения обладают большей обш,ностью и могут быть с минимальными изменениями применены практически к любому типу систем. Следует упомянуть, что описываемый ниже подход, основанный на формальном варьировании векторного основного уравнения инерциальной навигации, не является единственно возможной формой такого варьирования. В фундаментальном труде [3.8] также предлагается получать уравнения ошибок ИНС методом формального варьирования основного уравнения инерциальной навигации. Однако используемые при этом представления переменных отличаются от вводимых в работе [3.9. Большой практический опыт авторов по использованию уравнений в форме, предложенной в работе [3.9], показал их суш,ественные преимущества и простоту адаптации к конкретным условиям применения. Далее мы следуем методике вывода, приведенной в уже упоминавшейся работе [3.9. [c.93]

Действительно, применительно к беспилотному маневренному объекту, от первого навигационного определения и даже от нескольких последующих за ним, идущих с периодом 1 с, не требуется достижения максимальной точности, поскольку на первом этапе полета требуется лишь несколько снизить область неопределенности знания кинематических параметров движения, обусловленную ошибками знания начальных условий в момент отделения объекта от носителя и влиянием погрешности начальной выставки инерциальной системы изделия. Именно эти факторы, как нетрудно предположить, оказывают доминирующее влияние на погрешности навигации на первом этапе. Указанное сужение области необходимо для того, чтобы по возможности, отдалить тот момент на траектории, когда погрешности БИНС достигнут такого уровня, что они не смогут быть скомпенсированы управлением на оставшейся части траектории из-за ограниченной эффективности последнего. [c.114]

Общим требованием для организации комплекса по любой из трех выше приведенных схем является наличие математической модели его подсистем. Современное состояние вычислительной техники, знаний в области спутниковой и инерциальной навигации позволяют составить достаточно полные и адекватные модели этих систем. В комплексе системы описываются на уровне их ошибок. Таким образом для нормальной работы комплекса требуется адекватное описание ошибок подсистем, включая неконтролируемые источники погрешностей. К ним относятся [c.117]

Особенно высокие требования по точности и надежности предъявляются к гироскопическим приборам инерциальной системы навигации, поскольку они должны быть нечувавительными к внешним помехам и обеспечивать точное и надежное управление объектом. Очень важным также является требование обеспечения минимального момента трения в опорах карданового подвеса гироскопа. Повышенные требования к точности работы прибора приводят к необходимости применять гироскопы поплавкового типа, а также гироскопы с воздушным подвесом. [c.363]

Высокие удельные прочность и жесткость, теплопроводность в сочетании с размерной, геометрической и термической стабильностью, низким коэффициентом термического расширения и хорошей отражательной способностью делают бериллий незаменимым материалом для зеркал оптических приборов, в том числе и космического назначения, деталей высокоточных приборов. Его применяют в инерциальных системах навигации для ракет, самолетов, подводных лодок. Из него изготовляют детали ги-ростабилизированных платформ и гироскопов. [c.431]

Трёхосные Г. (сх. г) служат для угловой стабилизации различных устр. в пространстве. Трехосные Г. применяют в качестве чувствительных устр. автопилотов курса, крена летательных аппаратов, в системах инерциальной навигации и для стабилизации антенн головок самонаведения. Платформа 22 имеет три степени свободы. На платформе расположены три Тиромотора [c.64]

В случае применения гиростабилизаторов, например, в бескар-данных инерциальных системах ориентации и навигации, включающих в себя три одноосных гиростабилизатора, важно, чтобы угол р оставался малым, так как поправку на первую составляющую угловой скорости Ааабс.ср (2.80) относительно просто ввести в каждый из гироскопов, пользуясь показаниями двух других гироскопов. Угол Р(ДР) остается малым, если разгрузочное устройство имеет большую крутизну Е характеристики и разгрузочный двигатель 11 (см. рис. 21) развивает большой момент. При этом значительную [c.53]

В 1932 г. советские инженеры Л. М. Кофман иЕ. Б. Левенталъ предложили новую схему инерциальной системы для навигации объектов, движущихся вблизи поверхности Земли (рис. 18). На платформе 77, стабилизируемой с помощью гироскопов по трем осям, помещено два ньютонометра и Ау со взаимно ортогональными горизонтальными осями чувствительности. Каждый из них управляет прецессией платформы вокруг горизонтальной оси, перпендикулярной оси чувствительности ньютонометра. Основной элемент новизны предложения состоял в способе вычисления корректирующего момента, налагаемого на гироскопы. Этот момент, а следовательно, и соответствующая скорость прецессии выбирались так, чтобы платформа оставалась в горизонте при любом движении объекта по поверхности Земли. Для этого предлагалось сообщать гироскопу скорость прецессии ю, пропорциональную интегралу по времени от показаний акселерометра, определяя ее по формуле [c.181]

Немецкий изобретатель И. Бойков с 1928 по 1933 г. также вел разработку инерциальной системы навигации для кораблей и самолетов. Примечательно, что она закончилась обширным патентом Измерителя пути , в котором описывалась система, в основных своих чертах совпадавшая с предложением Коф-мана и Левенталя. Отличия состояли в том, что для стабилизации площадки с акселерометрами предлагались двухстепенные гироскопы с поплавковым подвесом, а для измерения и интегрирования горизонтальных ускорений объекта — двойной роторный акселерометр. В последнем момент сил относительно оси маятника, обусловленных измеряемым ускорением, автоматически, с помощью асинхронного электродвигателя, уравновешивался моментом сил, приводивших в движение маховик. Благодаря этому угловое ускорение маховика оказывалось пропорциональным измеренному линейному ускорению объекта, и прибор позволял дважды йнтегрировать по времени ускорение объекта, выдавая показания, пропорциональные пути последнего в виде угла поворота маховика. Азимутальный гироскоп йвтор предполагал периодически корректировать от гирокомпаса. [c.182]

В случае пространственного движения объекта, т. е. при переменной его высоте над уровнем Земли, для определения местоположения объекта необходим, разумеется, еще один ньютонометр в дополнение к тем двум, которые входят в состав инерциальной системы объекта, перемещающегося по земной сфере. При этом следует из показаний третьего ньютонометра исключать величину силы тяготения. Последняя зависит от расстояния 183 объекта до центра Земли и, следовательно, известна лишь в мгновение его старта. Тем не менее можно вводить в инерциальную систему поправку на тяготение, вычисленную но показаниям самой системы. В идеальном случае, т. е. при точном задании начальных обстоятельств движения, точном измерении кажущегося ускорения и безошибочном интегрировании дифференциальных уравнений, система инерциальной навигации будет вырабатывать правильные данные о местоположении и скорости объекта, движущегося с изменением своей высоты. Однако решение задачи определения высоты объекта оказывается неустойчивым, и ошибка в вычислении высоты или скорости ее изменения, происходящая, например, от несогласования начальных условий, растет но экспоненциальному закону. [c.183]

Это имеет место и для инерциальных систем баллистических ракет, о которых будет идти речь далее. Но здесь из-за короткого времени работы двигателя ракеты, как правило, упомянутые ошибки не успевают вырасти до недопустимых- значений. Неустойчивость сохраняется и для системь пространственной навигации, в которой ньютонометры расположены на площадке, стабилизированной относительно направлений на неподвижные звезды. Уравнения идеальной работы системы пространственной навигации были составлены в 1942 г. Л. И. Ткачевым. Неустойчивость таких систем была обнаружена значительно позднее другими авторами. В обсуждении необходимой точности гироскопов и акселерометров для обеспечения удовлетворительной работы пространственной навигационной системы принял участие Н. И. Остряков — один из замечательных советских инженеров, под руководством которого были созданы многие отечественные гироскопические приборы. В результате стало ясно, что основным препятствием на пути практического осуществления инерциальной навигации было лишь колоссальное несоответствие между фактически достигнутой точностью гироскопов и акселерометров и той точностью их, которая необходима, чтобы инерциальная система длительного действия могла удовлетворительно функционировать. [c.183]

Исследованию свойств инерциальных систем навигации длительного действия в 50—60-е годы были посвящены многочисленные советские и зарубежные работы. В начальной стадии развития корабельных систем навигации делались попытки применять в них платформу, неизменно ориентированную относительно звезд. Так, например, был построен гиростабилизатор первой инерциальной системы в начале 50-х годов под руководством Ч. Дрейпера в США. Применение инерциальной ориентации избазвляет от необходимости управлять прецессией гироскопов и позволяет избежать связанных с таким управлением погрешностей. Географические координаты здесь могут быть материализованы углами между элементами карданова подвеса, что упрощает вычислительную часть системы. С другой стороны, изменение ориентации гироскопов относительно силы тяжести вследствие вращения Земли и перемещений по ней корабля приводит в такой системе к трудно компенсируемым уходам гироскопов от дебаланса масс и к соответствующим ошибкам определения навигационных параметров. Здесь требуется весьма точно задавать и измерять углы. [c.186]

В 60-е годы XX в., когда вычислительная техника достигла достаточно высокого уровня развития, началась детальная разработка методов построения так называемых бесплатформенных , или связанных , инерциальных систем, чувствительные элементы которых — гироскопы и акселерометры — размещаются непосредственно на борту объекта (без гиростабилизатора). По мнению разработчиков, такие системы сулят малые габариты, надежность и удобство размещения приборов на объекте при достаточной, для лекоторых применений, точности навигации. Появились также идеи построения систем, осуществляющих навигацию посредством инерциальных чувствительных элементов, реагирующих на неравномерность поля тяготения в пределах объекта, на котором располагается система. Такие системы могут обладать практически приемлемой точностью лишь при наличии ньютонометров, которые сегодня следует считать сверхвысокочувствительными. [c.189]

С учетом такого представления локальных производных векторов U (3.69) и R (см. соотношения (3.65), второе выражение) основное уравнение инерциальной навигации можно записать в форме, обеспечи-ваюш ей вычисление относительной скорости U и местоположения R в системе координат, вращ,аюш ейся с угловой скоростью О [c.80]

Поскольку вектор гравитационного ускорения grp R) задается некоей математической моделью, то вариация этого вектора 5grp R) может быть определена аналитически и выражена через параметры принятой модели. Обычно в инерциальной навигации гравитационное поле задается своей нормальной составляющей, которая представляет собой поле эллипсоида вращения с заданными геометрическими параметрами. Параметры эллипсоида Красовского, принятого в нашей стране, и вид проекций вектора grp R) приведены выше. В работе [3.8] показано, что если в качестве уравнений ошибок рассматриваются уравнения первого приближения, то нет необходимости в учете нецентральной составляющей вектора g p R). Поскольку предполагается, что предметом нашего интереса являются линейные уравнения ошибок, хорошо встраиваемые в процедуры оптимальной фильтрации, то в качестве модели вектора [c.93]

Алгоритм выставки БИНС. Для осуществления навигации необходимо знать начальное положение и скорость летательного аппарата. Обычно эта информация вводится в бортовой вычислитель УАСП от навигационного комплекса самолета—носителя перед стартом и определяется точностью комплекса носителя. Кроме того, для измерения ускорения внешних сил, действующих на УАСП, требуется перед началом работы БИНС знать направление осей чувствительности моделируемого опорного трехгранника относительно инерциальной системы координат. [c.128]

Энциклопедия по машиностроению XXL

Оборудование, материаловедение, механика и ...