СПОСОБ НАЧАЛЬНОЙ ВЫСТАВКИ ИНЕРЦИАЛЬНОЙ НАВИГАЦИОННОЙ СИСТЕМЫ

Изобретение относится к области инерциальных навигационных систем (ИНС) и может быть использовано для реализации режима их начальной выставки.

Известен способ начальной выставки платформенных ИНС (например, полуаналитической ИНС), заключающийся в физическом приведении гиростабилизированной платформы (ГСП) в плоскость горизонта (горизонтировании) и последующем гирокомпасировании на основе измеряемых сигналов с акселерометров и управления ГСП посредством датчиков моментов гироскопов [1, с. 354-371].

От точности начальной выставки зависит, как известно, и точность вычисления выходных параметров ИНС. При этом очевидно, что применение датчиков моментов гироскопов является неизбежным источником погрешностей начальной выставки. Причина этого заключается в неидеальности электромеханических характеристик датчиков момента. Кроме того, процедура физического горизонтирования ГСП увеличивает время начальной выставки, а погрешность "аналитического" гирокомпасирования, основанного на вычислении азимутального угла, определяется многими факторами, зависящими от погрешностей горизонтирования ГСП [1, с. 371, последний абзац].

Для повышения точности начальной выставки платформенной ИНС и сокращения ее продолжительности предлагается использование платформенной ИНС в неуправляемом режиме работы гироскопов, при котором ГСП стабилизируется неподвижно в инерциальном пространстве, а процедура физического горизонтирования ГСП отсутствует. В этом случае реализуется режим работы ИНС аналитического типа [2, с. 142, 2 абзац сверху; с. 178].

Данный технический результат достигается тем, что ГСП инерциальной навигационной системы стабилизируется неподвижно относительно инерциальной системы координат, затем измеряют сигналы с акселерометров в начальный момент времени t₀, затем в моменты времени t=t₀+δt, где δt- малый фиксированный интервал времени, и определяют ориентацию инерциальной системы координат, связанной с гиростабилизированной платформой, относительно нормальной системы координат с помощью матричного соотношения

где М - матрица направляющих косинусов между нормальной X_gУ_gZ_g и инерциальной X_iY_iZ_i системами координат; ось Y_g направлена на север, ось X_g - на восток, ось Z_g - по местной вертикали вверх.

Рассмотрим стандартные системы координат: нормальную X_gY_gZ_g, две ортогональные оси которой связаны с плоскостью горизонта и ориентированы на север Y_g и восток X_g, а третья направлена по местной вертикали вверх Z_g, и инерциальную систему координат X_iY_iZ_i, связанную с осями ГСП [3, с. 38]. Зададим матрицу направляющих косинусов между этими двумя системами координат

Для решения задачи начальной выставки ИНС необходимо определить матрицу М в виде ее элементов m_ij (i, j=1, 2, 3) с тем, чтобы в дальнейшем эту информацию можно было использовать в рабочем режиме ИНС. Это можно сделать на основе измерений сигналов с акселерометров в два фиксированных момента времени по следующим формулам:


m₂₁ = m₃₂m₁₃-m₁₂m₃₃;
m₂₂ = m₁₁m₃₃-m₃₁m₁₃; (1)
m₂₃ = m₃₁m₁₂-m₁₁m₃₂,
где A₀₁, A₀₂, A₀₃ - сигналы, измеренные с акселерометров, расположенных на ГСП соответственно по осям Х_i, Y_i, Z_i, в начальный момент времени t₀,
g - ускорение свободного падения (g=const для заданного местоположения системы), малый фиксированный интервал времени, Ω- угловая скорость вращения Земли, ϕ- широта местоположения навигационной системы;



A₁₁, A₁₂, A₁₃ - сигналы, измеренные с акселерометров в момент времени t= t₀+δt;
a = Ω²cosϕsinϕ; b = Ω²cos²ϕ.
Таким образом, связь между нормальной системой координат и инерциальной будет иметь вид:

Соотношение (2) полностью решает задачу начальной выставки инерциальной навигационной системы, поскольку однозначно определяет взаимную ориентацию инерциальной системы координат, физически реализуемой с помощью ГСП, и нормальной системы координат с направлениями осей на север, восток и по местной вертикали вверх.

Способ начальной выставки инерциальной навигационной системы реализуется следующим образом: ГСП инерциальной навигационной системы (например, в четырехосном кардановом подвесе) стабилизируют неподвижно в инерциальном пространстве, измеряют сигналы с акселерометров в начальный момент времени t₀, затем измерения повторяют для момента времени t=t₀+δt c малым фиксированным интервалом времени δt (например, 5 с), вычисляют по формулам (1) элементы матрицы направляющих косинусов М и определяют ориентацию инерциальной системы координат относительно нормальной системы координат с помощью матричного соотношения (2).

Источники информации
1. Гироскопические системы. Гироскопические приборы и системы: Учеб. для вузов по спец. "Гироскоп, приборы и устройства" / Д.С.Пельпор, И.А.Михалев, В.А.Бауман и др.; под ред. Д.С.Пельпора. - М.: Высш. шк., 1988. - 424 с.

2. Бромберг П.В. Теория инерциальных навигационных систем. - М.: Наука. Главная редакция физико-математической литературы, 1979. - 296 с.

3. Микеладзе В.Г., Титов В.М. Основные геометрические и аэродинамические характеристики самолетов и ракет: Справочник. - М.: Машиностроение, 1990. - 144 с.