1 / 14
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
(δ
μ
i
, δ
χ
i
,
i
=1, 2, 3) (см. рис., поз.
1
);
•
отклонение масштабного коэффициента
i
-го ГИ (δ
k
i
) (поз.
2
);