Table of Contents Table of Contents
Previous Page  1 / 14 Next Page
Information
Show Menu
Previous Page 1 / 14 Next Page
Page Background

Инженерный журнал: наука и инновации

# 9·2016 1

УДК 681.5.09 DOI 10.18698/2308-6033-2016-09-1532

Спутниковое навигационно-баллистическое

обеспечение в задаче повышения точности

инерциальной навигационной системы

©

С.Н. Илюхин, А.Н. Клишин, О.С. Швыркина

МГТУ им. Н.Э. Баумана, Москва, 105005, Россия

Изложены основы коррекции инерциальной навигационной системы с помощью

данных, периодически получаемых от спутниковых навигационных систем. Обос-

нована необходимость таких коррекций и представлены основные типы ошибок

инерциальной навигационной системы, вклад каждой из которых наглядно проил-

люстрирован. Описаны способы использования спутниковой навигационной ин-

формации для повышения точности полета летательного аппарата. Подробно

описан алгоритм работы инерциальной навигационной системы и проведен анализ

ее наблюдаемости по данным спутниковой навигации. Разработан оптимальный

рекуррентный алгоритм оценивания координат движения летательного аппарата

по дискретным данным спутниковой навигационной системы.

Ключевые слова:

инерциальная система управления, спутниковая навигационная

система, наблюдаемость, точность.

Введение.

Повышение точности полета управляемых ракет явля-

ется стратегически важной наукоемкой задачей, не теряющей своей

актуальности несмотря на широкий объем исследований и достиже-

ний в этой области [1, 2]. Баллистические ракеты тактического и

стратегического назначения имеют автономную систему управления

полетом на основе инерциальных (ИНС) или бесплатформенных

инерциальных навигационных систем (БИНС), получающих инфор-

мацию о текущем местоположении летательного аппарата (ЛА) пу-

тем интегрирования информации с акселерометров, включенных в

состав бортового измерительного комплекса [3]. Процесс интегриро-

вания реализуется непосредственно в датчике ускорения, ориентиро-

ванном в пространстве с использованием гироскопических устройств.

Такие гироинтеграторы (ГИ) выдают непосредственно значения ка-

жущейся скорости.

Присущий данным системам ряд методических и инструменталь-

ных погрешностей приводит к снижению точности попадания ракеты

в район цели [4]. К погрешностям ИНС, помимо вычислительных

ошибок, в первую очередь следует отнести (см. рисунок):

отклонение углов привязки чувствительных осей ГИ к базовым

плоскостям гиростабилизированной платформы (ГСП)

ОХ

п

Z

п

и

ОХ

п

Y

п

μ

i

, δ

χ

i

,

i

=1, 2, 3) (см. рис., поз.

1

);

отклонение масштабного коэффициента

i

-го ГИ (δ

k

i

) (поз.

2

);