Высокоточные малогабаритные инерциально-навигационные системы

Инерциально навигационная система

Отвечающие требованиям современных и перспективных МКР СБД УА, построены на основе ДНГ и маятниковых акселерометров с упругим подвесом. Упомянутые акселерометры в настоящее время хорошо исследованы и выпускаются промышленностью. В то же время ДНГ высокой точности и инерциально-навигационная система на их основе до сих пор являются объектами пристального внимания исследователей. При этом возникает ряд проблем, требующих проведения значительного объема исследовательских работ. Одна из них связана с обоснованием возможности использования математических моделей погрешностей ДНГ, разработанных в период создания ИНС средней точности, для ИНС высокой точности.

При разработке упомянутых моделей в уравнениях движения ДНГ были отброшены периодические члены и некоторые члены, зависящие от линейной перегрузки ракеты, на которой установлена инерциально-навигационная система . При таком подходе для значительного числа погрешностей удается получить аналитические выражения, которые могут быть использованы при создании алгоритма компенсации ошибок навигации.

Инерциально-навигационная система

В общем случае необходимо исследовать систему линейных дифференциальных уравнений с периодическими коэффициентами, зависящими от перегрузки. В принципе здесь также можно найти аналитическое решение, однако оно будет громоздким и неудобным для анализа и практического использования. Поэтому целесообразно проводить исследование конкретной гиростабилизированной платформы.

Инерциально-навигационная система, в состав которой входит ГСП типа П ГИ-3, выполнена на двух ДН Г типа ГВК-6 и трех маятниковых акселерометрах типа ДА-9. Для этой ГСП (разработчик ФНПЦ РПКБ) в Ф1УП ГосНИИАС методом математического моделирования была обоснована возможность использования принятых ранее математических моделей погрешностей (для ИНС средней точности) при построении высокоточной ИНС.

Погрешности ГСП, если пренебречь ошибками системы стабилизации (а это допустимо), определяются целиком сигналами, снимаемыми с ДНГ. Если при каких-либо эксплуатационных воздействиях ДНГ порождает дополнительную погрешность в выдаче углового положения относительно инерциального пространства, то этот сигнал будет отработан системой стабилизации ГСП и стабилизирующая платформа займет новое положение. Таким образом, погрешность ГСП практически совпадает с погрешностью, порождаемой ДНГ из-за влияния эксплуатационных воздействий.

Инерциально навигационная система

В настоящее время многие погрешности ДНГ, возникающие при ударах, виброударах, умеренных линейных переносных ускорениях и при изменении температуры, исследованы как теоретически, так и экспериментально.

Однако возможные ошибки ИНС при больших переносных ускорениях ракеты долгое время оставались неисследованными. Как было указано выше, ошибки ИНС в пределах тех требований, которые предъявляются к БСУ МКР СБД, целиком определяются сигналами, снимаемыми с ДНГ.

Погрешности ДНГ

Входящие в уравнения (5.18) коэффициенты выражаются через параметры ДНГ по формулам, приведенным в работе. Так как исследовались погрешности и устойчивость ДНГ только из-за влияния перегрузки, которая отражена в коэффициентах Аск и с1к системы уравнений (5.18), то решение так поставленной задачи предполагает выполнение следующих допущений:

  • маховик считается абсолютно жестким;
  • изменением геометрии упругого подвеса при перегрузках можно пренебречь;
  • деформациями и изменением взаимного расположения преобразователей угла и момента можно пренебречь;
  • деформациями наружного кожуха и изменением зазоров между кожухом и маховиком можно пренебречь;
  • синхронный гиродвигатель не «выбивается» из синхронизма из-за роста момента сопротивления в опорах маховика при больших перегрузках;
  • влияние больших перегрузок на работу каналов следящей системы ничтожно (двигатели стабилизации имеют достаточный запас по моменту, а усилители по мощности);
  • деформациями рам карданова подвеса ГСП можно пренебречь.

Перечисленные выше допущения обычно можно обеспечить при конструировании ДНГ и ГСП.

Движение маховика серийного ДНГ типа ГВК-6, разработанного ФНПЦ РПКБ, моделировалось на ЭВМ. На таких ДНГ, доработанных с целью повышения их стабильности и точностных характеристик, построены высокоточные ИНС.

При статистическом моделировании на ЭВМ в уравнениях (5.18) задавались траекторные значения проекций перегрузки ракеты из набора возможных траекторий ее полета.

Инерциально навигационная система

Перегрузки п варьировались от 1 до 100. Во всех случаях система была устойчива. В худшем случае (и = 100) амплитуда колебаний ротора не превышала одной угловой секунды. Результаты зависели от задаваемого шага интегрирования (1,736* 10~3 с < А/ < 1,75 • 10-4 с).

Последнее обстоятельство приводит к выводу, что возникающие колебания, которыми можно пренебречь, явились результатом использования определенного метода интегрирования системы дифференциальных уравнений движения ДНГ (метод Рунге—Кутта с автоматической выборкой шага).

Таким образом, на основе математического моделирования полных уравнений движения ДНГ был обоснован выбор математической модели погрешностей высокоточной ИНС. Методами статистического моделирования подтверждена эффективность решения задачи паспортизации и алгоритмической компенсации систематических ошибок ИНС с гарантированной точностью.

Ссылка на основную публикацию