Способы получения и методы обработки информации о параметрах полета боевого летательного аппарата и внешней среды

Фазовые координаты могут измеряться непосредственно или определяться косвенным путем на основе вычислений через другие параметры. Рассмотрим вначале методы получения информации о фазовых координатах БАК.

Высота полета H может измеряться или определяться косвенным путем. Для решения задач навигации и прицеливания необходимо иметь высоту полета над уровнем моря H _абс, базовым уровнем (аэродромом) H _отн, над целью H _ц, над точкой падения АСП H _c.

Высота может измеряться барометрическими высотомерами, радиовысотомерами или определяться с помощью визирных устройств с дальномерами или систем счисления.

Барометрические высотомеры применяются в системах воздушных сигналов (СВС). С их помощью измеряются H _абс и H _отн.

Высота H _абс определяется по гипсометрическим формулам как функция атмосферного давления. Давление измеряется при помощи анероидной коробки.

Высота может измеряться радиовысотомерами. Радиовысотомеры измеряют высоту над пролетаемой поверхностью. Ее называют геометрической высотой H _геом. Различают радиовысотомеры больших и малых высот. Первые обеспечивают измерение H _геом в пределах 0÷1500 м, вторые – измерение больших высот H _геом > 500 м.

При косвенном определении высоты с помощью визирного устройства с дальномером применяется следующая формула:

,

где – угол места линии визирования НЦ дальномером визирного устройства.

Этот способ позволяет измерить высоту H _ц над уровнем цели, если D – дальность до цели, в том числе, в условиях гористой местности, где H _геом ≠ H _ц.

В случае применения системы счисления пути высота определяется по формуле:

,

где W_y – вертикальная проекция путевой скорости БАК.

Такой способ обеспечивает определение высоты с достаточной точностью при выполнении БАК маневров с набором высоты и большими углами тангажа и крена.

Модуль вектора , называемый истинной воздушной скоростью полета БАК, определяется косвенным путем через такие характеристики потока воздуха, как динамическое давление , статическое (атмосферное) давление p и температуру потока T в так называемой критической точке. В критической точке поток газа притекает к поверхности твердого тела по нормали и полностью затормаживается. Это дает возможность измерить полное давление и температуру полного торможения Т _торм.

Воздушная скорость определяется через число Маха :

,

где k – постоянная адиабатического процесса;

R – газовая постоянная;

Число определяется как функция и :

.

Значение T определяется через M и Т _торм:

.

В современных АПрС скорость определяется СВС. Эта система также определяет число M и приборную скорость полета V _пр.

Приборная скорость V _пр характеризует величину скоростного напора, действующего на ЛА. Приборная скорость зависит от воздушной скорости и массовой плотности воздуха. Массовая плотность воздуха прямо порциональна барометрическому давлению воздуха и обратно пропорциональна температуре воздуха [16].

Связь приборной и истинной скорости полета может быть описана, например, следующей формулой:

,

где T ₀ = 288,15 K – термодинамическая температура Кельвина воздуха для среднего уровня моря;

β = – 0,0065 К/м – значение градиента температуры воздуха до высоты 11 000 м.

В указанных системах статическое давление измеряется с помощью анероидной коробки, а динамическое – посредством манометрической коробки. Для приема и передачи и применяются приемники воздушного давления (ПВД) и трубопроводы. Температура измеряется с помощью специального датчика.

Углы атаки и скольжения ЛА могут измеряться непосредственно и определяться косвенным путем. Для непосредственного измерения применяются датчики флюгерного типа. Датчики углов атаки и скольжения обычно в сочетании с ПВД устанавливаются на штанге. Применяются также флюгерные датчики, устанавливаемые на фюзеляже: один или два датчика для измерения угла атаки и датчик для измерения угла скольжения.

Датчики углов атаки и скольжения обеспечивают измерение углов и близких к истинным. Ошибки имеют место лишь вследствие деформаций и вибраций штанги. Датчикам, устанавливаемым на фюзеляже, свойственны методические ошибки, обуславливаемые искажением воздушного потока при обтекании фюзеляжа. Для уменьшения указанных ошибок выполняется юстировка значений углов, снимаемых с датчиков. Юстировочные поправки учитываются БЦВС АПрС.

Углы атаки и скольжения могут определяться косвенным путем на основе зависимостей, связывающих эти углы с нормальной и поперечной составляющими аэродинамической силы, действующей на БАК в полете.

Угол наклона траектории определяется через угол тангажа и угол атаки :

.

Углы и измеряются инерциальными навигационными системами (ИНС) или бесплатформенными курсовертикалями.

Информация о векторе истинной воздушной скорости используется при определении начальной скорости НАСП относительно воздуха, вектора скорости ветра, скорости цели относительно воздуха.

Вектор путевой скорости – скорости БАК относительно земли – используется при решении задач навигации и прицеливания. Определение через проекции на оси некоторой прямоугольной системы координат может осуществляться с использованием доплеровского измерителя скорости и угла сноса (ДИСС) и ИНС.

Действие ДИСС основано на использовании эффекта Доплера для измерения радиальной скорости самолета. Радиальная составляющая путевой скорости БАК – составляющая W_r вдоль радиолокационного луча, излучаемого ДИСС по направлению к земле.

Для определения W_r справедлива формула:

,

где F _д = (f _пр – f _изл) – доплеровское смещение между частотой излучаемого сигнала f _изл и принимаемого сигнала f _пр.

В настоящее время широко применяются ДИСС с четырехлучевыми антеннами, причем три луча, не лежащие в одной плоскости, являются измерительными, а четвертый используется в качестве калибровочного. С помощью калибровочного луча устраняется погрешность ДИСС, возникающая при смене отражающей поверхности с суши на море и наоборот, т.е. при изменении характера отражающей поверхности.

Таким образом, по трем доплеровским смещениям (частотам) F _д1, F _д2, F _д3 и Δ_хоп – поправке на характер отражающей поверхности, – вычислитель в составе ДИСС или вычислительная система АПрС обеспечивают определение составляющих по осям связанной с ЛА системы координат или ортодромической системы координат.

Необходимо иметь в виду, что ДИСС, как радиолокационное устройство, подвержен воздействию активных радиолокационных помех.

ИНС определяет составляющие путевой скорости ЛА с помощью вычислений, производимых над сигналами акселерометров. Кроме того, ИНС измеряет такие фазовые координаты ЛА, как курс , угол тангажа , угол крена и обеспечивает определение координат местонахождения БАК.

Традиционная ИНС имеет блок из трех акселерометров, оси чувствительности которых совпадают с осями декартовой системы координат, и вычислительное устройство. Системы, у которых блок акселерометров установлен на гиростабилизированной платформе, называются платформенными. Те системы, у которых блок крепится к БАК, называются бесплатформенными.

Три акселерометра, установленные на платформе, измеряют кажущиеся (негравитационные) ускорения , , по трем осям платформы , , . Две оси , расположены в горизонтальной плоскости, ось – по перпендикуляру к платформе. Ускорение вдоль одной из осей определяется по формуле:

a = j – g,

где j – абсолютное ускорение;

g – гравитационное ускорение.

Через проекции абсолютного ускорения могут быть определены проекции абсолютной скорости:

;

;

.

Абсолютная скорость связана с путевой скоростью по формуле:

,

где – переносная скорость вследствие вращения Земли.

Тогда, например, может быть определена по формуле:

.

Инерциальная платформенная система выдает , и . Система является автономной. На ее действие не влияют никакие внешние воздействия. Однако в связи с тем, что составляющие путевой скорости определяются путем интегрирования ускорений, могут накапливаться ошибки в определении этих составляющих.

Если в составе АПрС имеется ИНС и ДИСС, а иногда и спутниковая навигационная система (СНС), то выполняется комплексная обработка показаний этих источников. Данные из ДИСС и/или СНС используются для корректировки показаний ИНС. Одновременно обеспечивается фильтрация проекций вектора путевой скорости. Необходимо отметить, что кроме повышения точности данных о путевой скорости, обеспечивается еще и повышение надежности определения этой скорости.

Проекции векторов ускорения и угловой скорости на оси связанной с БАК системы координат измеряются датчиками линейных ускорений и угловых скоростей .