Содержание к диссертации
Введение
1 Классификация методов моделирования ПНК 14
1.1 Классификация и сравнительный анализ методов моделирования ПНК.. 14
1.2 Принципы моделирования погрешностей навигационных систем и УСТРОЙСТВ , 19
1.2.1 Требования к имитации погрешностей навигационных измерительных устройств 19
1.2.2 Выбор принципов моделирования погрешностей навигационных устройств 27
1.2.3 Способы моделирования погрешностей навигационных устройств 33
1.2.4 Структурная схема имитатора навигационного устройства 38
1.3 Результаты исследований 41
2 Исследование и выбор математических моделей траектории полета 43
2.1 Принципы выбора модели траектории полета 43
2.2 Требования к точности моделирования траектории полета самолета 43
2.3 Моделирование траектории полета 45
2.4 Методы коррекции траектории движения самолета в районах полюсов 48
2.5 Исследование и выбор численного метода и шага интегрирования для моделей траектории 59
2.6 Результаты исследований 69
3 Исследование алгоритмов вычисления навигационных параметров 71
3.1 Алгоритмы вычисления навигационных параметров 71
3.2 Требования к точности вычисления параметров при моделировании радионавигационных систем 72
3.3 Выбор способов отображения эллипсоида на сферу 74
3.4 Анализ алгоритмов вычисления сферических длин и азимутов 76
3.4.1 Алгоритмы вычисления сферических длин и азимутов при задании исходных точек с помощью координат 77
3.4.2 Алгоритм вычисления сферических длин и азимутов при "векторном" задании исходных точек 79
3.5 Алгоритмы решения обратной геодезической задачи 81
3.6 Моделирование радионавигационной обстановки 84
3.6.1 Моделирование радионавигационной обстановки 84
3.6.1.1 Количество имитируемых радионавигационных точек 84
3.6.1.2 Состав имитируемых наземных радионавигационных средств 85
3.6.1.3 Моделирование зон приёма и рабочих зон радионавигационных устройств и систем 86
3.6.1.4 Представление параметров наземных радионавигационных средств в памяти ЦВМ 92
3.6.1.5 Моделирование магнитного поля Земли 93
3.7 Моделирование воздушной среды 100
3.8 Результаты исследований 102
4 Моделирование навигационных систем 104
4.1 Имитатор радиосистемы ближней навигации РСБН 104
4.1.1 Описание имитатора 104
4.1.2 Алгоритмы вычисления азимута и дальности 106
4.1.2.1 Модель канала измерения дальности 106
4.1.3 Модель канала измерения азимута ПО
4.1.4 Моделирование возмущающих воздействий на работу РСБН 114
4.2 Имитатор доплеровского измерителя скорости и угла сноса 115
4.2.2 Динамическая модель ДИСС 119
4.2.3 Погрешности ДИСС 120
4.3 Результаты исследований 123
Заключение 124
Список использованных источников 126
Приложение 132
- Способы моделирования погрешностей навигационных устройств
- Исследование и выбор численного метода и шага интегрирования для моделей траектории
- Алгоритмы вычисления сферических длин и азимутов при задании исходных точек с помощью координат
- Модель канала измерения азимута
Введение к работе
Основными составляющими эффективности любой навигационной системы являются точность, обеспечиваемая ею при выработке навигационных параметров, и надежность, Достижение необходимой точности представляет собой сложную научно-техническую задачу, решаемую путем создания совершенных первичных датчиков информации, построения эффективных алгоритмов обработки информации, совместного использования различных навигационных систем.
В состав современного навигационного комплекса (НК) входят следующие датчики первичной информации, как: инерциальная система спутниковая навигационная система измеритель скорости измеритель дальности и т, д.
Потребителями навигационной информации являются бортовые вычислительные машины, блоки преобразования сигналов, многофункциональные цифровые индикаторы, пульты управления и индикации.
Назначение любого НК - обеспечение точности самолетовождения объекта на маршруте и в зоне аэродрома, а также информационное обеспечение ручного, автоматизированного и автоматического управления объектом в боковом и продольном канале.
Актуальность работы. Выход на российский и мировой рынок с перспективными конкурентоспособными системами и компонентами авиационной техники является важной научно-технической и экономической проблемой. Для достижения этого решаются следующие задачи: повышение технического уровня разрабатываемых систем: эксплуатационной эффективности; функциональности; общетехнических характеристик (массогабаритные, точность, надежность, энергопотребление); сертифицируемость продукта на внутреннем и мировом рынке; стоимость продукта.
На сегодняшний день в авиаприборостроении сложились следующие тенденции; отставание от аналогичных разработок США, Франции технического уровня систем на 10 - 15 лет; высокая стоимость оборудования из-за низкой серийности и неприменения перспективных технологий (в 1,5 - 3 раза выше мировой); низкая степень интеграции оборудования; нестабильность комплектации изделий в производстве и, как следствие, дополнительные затраты на разработку и испытания; уникальность систем и компонентов.
В результате - имеет место ориентация авиастроительных предприятий на использование зарубежной авионики.
Сегодня российские предприятия (Санкт-Петербургское Опытное конструкторское бюро «Электроавтоматика», научно-исследовательский институт авиационного оборудования, г. Москва, Раменское производственное конструкторское бюро (г. Раменское, Моск. обл.), ОКБ «Сухого», ОКБ «Яковлева», РСК «МиГ» и др.) пытаются составить конкуренцию в выпуске аналогичной продукции таким зарубежным фирмам, как «Collins», «Tales», «Honeywell» (рис. 1, 2). В связи с этим наблюдаются прогрессивные тенденции в отечественных разработках: разработка и выпуск нового поколения систем отображения информации; широкое и комплексное внедрение в разработку, отладку и испытания навигационных комплексов математических моделей, имитирующих; - функционирование датчиков помехи и случайные возмущения динамическую навигационную информацию и как следствие, позволяющие снизить: сроки создания самолета; стоимость разработки; повысить безаварийность испытаний.
Введение бортовых цифровых вычислительных машин (БЦВМ) в структуру НК и широкое внедрение математических моделей в программное обеспечение позволяет: реализовать комплексную обработку информации при работе НК; обеспечить фильтрацию возмущений и помех; реализовать выявление и изъятие из обработки аномальных измерений параметров; существенно повысить информационную надежность НК; получить отражение реальной пилотажно-навигационной и помеховой обстановки в имитаторе НК; моделировать динамику погрешностей датчиков и воспроизводить в имитаторе НК возмущения и помехи, и их статистические характеристики, близкие к реальным; обеспечить системное представление информации в удобной для восприятия оператором форме.
На современном этапе проектирования навигационных комплексов разработка статических и динамических моделей функционирования бортового радиоэлектронного оборудования и совершенствование методов моделирования является экономически выгодными и технически оправданными проектными решениями. С ростом интенсивности воздушного движения ужесточаются требования к точности навигации в боковом и продольном каналах и усложняется бортовое радиоэлектронное оборудование. Составляющие конкурентоспособности оборудования
Конкурентоспособность
ПРОДУКТ шшшшшшш t
Массогабаритные Точность Надёжность Энергопотребление х-ки
Рисунок 1 Составляющие конкурентоспособности.
Качественные характеристики процессов в развитии оборудования в США и ЕС
функциональность 0сновнь1е иели: S Создание более развитого рынка продукции S Увеличение градиента роста технического уровня продукции S Сокращение цикла модернизации ттегрированные рованные среды, функциональные системы иально распределённые дионные технологии.
Стандартизация и унификация
Изменения в концепції системных решений
Сертификация
Рисунок 2 Качественные характеристики процессов в развитии оборудования в США и ЕС.
На сегодняшний день стало международной нормой наличие в составе НК такого оборудования, как спутниковая навигационная система, система предупреждения близости земли, система предупреждения столкновений и т.д. При этом возрастают трудности и объемы работ, связанные с имитацией перечисленного оборудования при моделировании навигационных комплексов.
Непременным условием проектирования навигационных систем является достижение высокой степени информационного и динамического подобия моделей и реальных систем. Включение в состав НК бортовых вычислительных машин сделало возможным использование в НК методов комплексной (оптимальной) обработки информации от навигационных датчиков, что требует моделирования навигационных сигналов со статистическими характеристиками близкими к реальным.
В пилотажно-навигационных комплексах ошибочные входные данные и аномальные значения сигналов должны отфильтровываться до того, как они могут отрицательно повлиять на точность вычисления навигационного параметра (например: определения местоположения объекта). Это реализуется путем использования избыточной информации и ее обработкой по специальным алгоритмам.
Уровень фильтрации данных в таком оборудовании должен соответствовать требованиям воздушного пространства и обеспечивать максимально возможное количество проверок правильности данных для защиты фильтров и выходных параметров.
Вышеизложенное подтверждает актуальность и практическую значимость исследований по разработке моделей функционирования элементов навигационного комплекса, совершенствованию методов их моделирования и реализации алгоритмов комплексной обработки информации.
Цель диссертационной работы заключается в разработке алгоритмов математических моделей элементов НК, принципов и методов их моделирования, обеспечивающих высокую степень подобия функционирования НК в моделирующем комплексе и в реальной натурной работе, доведение полученных теоретических результатов до использования в реальной авиационной технике, на объекте Су80, с последующей проверкой в летных испытаниях.
Для достижения этой цели решены следующие задачи: выбран принцип моделирования НК в моделирующем комплексе; обоснованы рациональные способы имитации погрешностей навигационного оборудования с близкими к реальным статистическими характеристиками, реализованные в имитаторах; разработаны структуры имитаторов радионавигационных устройств; получена и исследована модель траектории полета и алгоритмы вычисления следующих параметров: азимута, наклонной дальности, радиовысоты; обоснованы методы моделирования воздушной и навигационной обстановки, параметров ветра.
Имитаторы перечисленных параметров доведены до практической реализации и использованы в виде программного обеспечения для системы самолетовождения и индикации ССИ-80 (разработка С-Пб ОКБ «Электроавтоматика») на объекте Су80 (ОКБ «Сухого»).
Методы исследования. В связи с необходимостью сочетания разработки и исследований в натурном виде со средствами компьютерного моделирования элементов НК на начальном этапе созданы реальные имитаторы датчиков навигационных систем для объекта Су80. Процессы обмена информацией между имитаторами НК с бортовой ЦВМ воспроизведены методами цифрового моделирования.
Для теоретического обоснования использованы современные методы системного анализа, теории систем. В частности, представление систем в пространстве состояний и описание элементов НК средствами римановой геометрии с последующим анализом методами прикладной информатики и реализацией в БЦВМ. При моделировании помех использованы методы теории вероятностей, математической статистики и теории случайных процессов.
Проверка правильности технических и организационных решений НК выполнена с помощью наземных и летных испытаний объекта Су80 на летно-исследовательской и доводочной базе ОКБ «Сухого», в декабре 2003г.
Степень новизны научных результатов.
Обоснована необходимость моделирования работы систем НК в «возмущенной» среде. Для формирования возмущающих воздействий использовались цифровые рекурсивные фильтры.
Разработаны функциональное построение и структура имитаторов навигационных устройств, позволяющих реализовать принцип возмущенной работы. Получены математические модели возмущенной работы конкретных навигационных систем (РСБН, ДИСС, ИС).
Исследованы алгоритмы вычисления параметров азимута и дальности применительно к моделированию радиосистем. Реализованы упрощенные выражения, обеспечивающие необходимую точность и минимальную длительность вычислений.
Реализован комплексный подход к моделированию информационного обмена в НК.
Практическая ценность. Обоснованные и исследованные в работе принципы моделирования датчиков и систем НК использованы в разработанной ОКБ «Электроавтоматика» (г. С-Петербург) системе самолетовождения и индикации ССИ-80 для самолетов Су80 (ОКБ «Сухого»). Опытные образцы этой системы в составе объектов Су80 проходят в настоящее время сертификационные заводские испытания.
Срок серийного выпуска самолетов Су80 - 2007 г.
Положения, выносимые на защиту.
Принципы моделирования навигационных параметров в моделирующем комплексе.
Способы имитации погрешностей навигационных параметров со статистическими характеристиками, близкими к реальным.
Структура имитаторов навигационных устройств.
Модели навигационных параметров.
Обоснование алгоритмов, обеспечивающих информационное подобие моделей и реальных датчиков в навигационных комплексах.
Практическая реализация имитаторов в виде функционального программного обеспечения для системы самолетовождения и индикации ССИ-80 самолета Су80.
Апробация работы. Этапы работы докладывались и обсуждались на семинарах кафедры систем управления и информации СПб ГУ ИТМО, на конференциях профессорско-преподавательского состава СПб ГУ ИТМО, на техническом совете С-Пб ОКБ «Электроавтоматика».
Публикации. По материалам диссертации опубликовано 4 работы.
Структура и объем работы. Диссертационная работа состоит из введения, четырех глав, заключения и приложения. Объем работы состоит из 152 страниц, из них 125 страниц машинописного текста, 8 таблиц, 36 рисунков.
Список литературы содержит 67 наименований.
1 КЛАССИФИКАЦИЯ МЕТОДОВ МОДЕЛИРОВАНИЯ ПНК. ПРИНЦИПЫ МОДЕЛИРОВАНИЯ ПОГРЕШНОСТЕЙ НАВИГАЦИОННЫХ УСТРОЙСТВ
Способы моделирования погрешностей навигационных устройств
Анализ входящих в НК устройств показывает, что основное влияние на статистические характеристики выходных сигналов и динамические погрешности оказывают следящие системы измерителей этих устройств [11, 12]. Следовательно, имитатор НУ должен включать в себя либо реальный измеритель, либо его динамическую модель. Для имитации работы НУ на вход измерителя или его модели подается аддитивная смесь полезного сигнала и помехи.
В соответствии с принятой выше классификацией погрешностей, помеха на входе измерителя (динамической модели) НУ должна имеет три составляющие: «квазипостоянную», низкочастотную и высокочастотную. В силу независимости механизмов, лежащих в основе возникновения каждой из этих составляющих, формирование их в НК также может осуществляться независимо.
Для имитации погрешностей НУ необходимо знать статистические характеристики составляющих помехи на входе измерителя для различных режимов полета и работы НУ. Эти данные получают на основании результатов обработки данных летных испытаний. В случае отсутствия необходимой информации требуемые статистические характеристики определяются приближенно посредством лабораторных испытаний имитируемых систем и устройств или берутся из технических описаний НУ.
Для моделирования «квазипостоянной» погрешности НУ ограничиваются заданием постоянного смещения уровня сигнала на входе измерителя (модели) НУ. Величина смещения может оставаться неизменной на протяжении имитации «полета». Однако для каждого «полета» она должна выбираться из массива случайных чисел с соответствующим законом распределения. Низкочастотные флуктуации на входе модели, вызывающие появление медленно меняющейся погрешности, обычно аппроксимируются функциями специального вида (экспоненциально-косинусной или экспоненциальной).
Как указывалось выше, требования к точности имитации погрешности НУ, а, следовательно, и помехи на входе устройства (или его динамической модели), достаточно высоки. В то же время операционные возможности моделирующей ЦВМ имитируемого НУ вынуждают искать наиболее экономичные способы имитации погрешностей. При математическом моделировании этим требованиям наилучшим образом удовлетворяют цифровые рекурсивные фильтры [13, 14, 15], Исходя из этого, корреляционную функцию низкочастотной флуктуации удобно представить в следующем виде:
где: у = w At; At - шаг дискретности; о2 - дисперсия моделируемой погрешности.
Как известно [13], фильтр, формирующий из дискретного шума %(п) с единичной дисперсией случайную флуктуацию (п) с такой корреляционной функцией, описывается дискретной передаточной функцией:
Соответствующий рекуррентный алгоритм (разностное уравнение) имеет вид:
В простейшем случае - при экспоненциальной корреляционной функции, рекуррентное выражение может быть записано как:
Сформированная таким образом низкочастотная составляющая флуктуации подается на вход измерителя НУ или его динамической модели.
Быстроменяющаяся погрешность на выходе НУ обусловлена действием широкополосной помехи на входе измерителя. Ввиду того, что эффективная полоса пропускания НУ значительно уже ширины спектра входной помехи, последнюю целесообразно моделировать как белый шум (эквивалент). Роль формирующего фильтра при этом будет выполнять измеритель, либо его модель.
В результате совместной подачи на вход измерителя (модели) идеального значения сигнала и всех составляющих помехи, на выходе НУ (или его модели) при маневрировании «объекта» будут присутствовать как случайная, так и детерминированная составляющие совокупной погрешности НУ. При математическом моделировании динамическую модель измерителя удобно реализовывать в виде рекурсивного фильтра. В этом случае на каждом шаге вычислений в рекуррентные уравнения динамической модели подставляется сумма:
- текущего значения навигационного параметра;
- смещения, имитирующего «квази постоянную» помеху;
- случайного числа, представляющего мгновенное значение низкочастотной флуктуации;
- случайного числа из генератора дискретного белого шума.
Вычисленная оценка навигационного параметра на «выходе» модели
преобразуется в физический сигнал и подается на входы потребителей (ЦВМ, МФИ и т. д.).
Специфическим требованием, предъявляемым к динамическим моделям навигационных измерителей, является необходимость учета нелинейного характера дискриминационной характеристики следящей системы и не стационарности погрешности, связанной с переменной величиной отношения сигнал/помеха.
Влияние значения этого отношения на точность измерения удобно имитировать соответствующим изменением коэффициентов передачи рекурсивных фильтров, формирующих погрешности на входе измерителя. Управление фильтрами в соответствии с переменной навигационной обстановкой осуществляется на основании зависимостей, определяемых далее.
При имитации работы сравнительно простых НК, где режим КОИ отсутствует, имеет смысл воспроизводить погрешности измерителей «по выходу», ввиду простоты реализации такого моделирования. Для формирования погрешностей целесообразно использовать рекурсивные фильтры.
Исследование и выбор численного метода и шага интегрирования для моделей траектории
Погрешности, возникающие при численном решении дифференциальных уравнений включают местную погрешность дискретизации, появляющуюся при замене производных конечными разностями, местную погрешность округления, источником которой является представление чисел ограниченным количеством разрядов, и накапливающуюся погрешность, возникающую на последующих шагах интегрирования, вследствие местных ошибок каждого шага. Общая, накопленная к моменту Т, ошибка Е(Т) может быть представлена [25] как
где и и - медленно меняющиеся функции т и Т: т — шаг интегрирования; є - местная погрешность округления; р - параметр, определяемый выбранным численным методом.
Здесь первый член представляет составляющую местной ошибки округления, а второй - составляющую погрешности дискретизации. Вопросы, связанные с погрешностями дискретизации для различных численных методов решения дифференциальных уравнений в настоящее время изучены достаточно подробно [26] напротив ошибки, связанные с решением уравнений на ЦВМ, поддаются аналитическому описанию с большим трудом [27].
Наиболее эффективный путь оценки погрешностей - непосредственное моделирование траектории на ЦВМ. Известны такого рода исследования [20, 28, 27] применительно к НК с БЦВМ. Однако в них рассматривались другие модели траектории (обычно в НК счисление ведётся в частноортодромических координатах [18, 19], в то время как величина и характер погрешностей существенно зависят от вида решаемых уравнений.
При оценке погрешностей путём моделирования траектории на ЦВМ предварительно необходимо получить "эталонные" значения оцениваемых параметров. Обычно для получения "эталонов" исследуемые уравнения решают на универсальной ЦВМ с повышенной разрядностью операндов и с привлечением наиболее точных численных методов. Таким "эталоном" также присуща погрешность интегрирования, хотя гораздо меньшая.
Для проведения исследований в настоящей работе используется другая методика вычисления "эталонных" значений параметров. Как известно [29], полёты самолётов ГА осуществляются по трассам, состоящим из отрезков ортодромий протяжённостью от 50 до 1000 км. Анализ типовых трасс ГА (рассматривалось 20 трасс средней протяжности) показывает, что время полёта по ортодромии составляет 80 - 85% всей длительности полёта. Учитывая, что ошибки счисления траектории определяются временем интегрирования, т. е. в основном накапливаются при имитации полётов по ортодромиям, достаточное представление о величине и характере таких погрешностей можно получить, исследуя "полеты" по различным ортодромиям. К преимуществу такой методики следует отнести тот факт, что для любой ортодромии и геодезической линии с известным азимутом в точке старта могут быть получены конечные выражения, связывающие параметры некоторой начальной и текущей точек траектории, отстоящих друг от друга на расстоянии S. Ввиду того, что такие выражения не требуют интегрирования, они и использовались для вычисления "эталонных" параметров траектории.
В ходе исследования имитировался полет вокруг Земли по различным ортодромиям, с использованием разных численных методов решения дифференциальных уравнений. Кроме того, варьировалась точность реализации отдельных вычислительных операций. В работе исследовались 4 метода численного интегрирования дифференциальных уравнений. В таблице 2.1 показаны характерные ошибки дискретизации для этих методов, и затраты машинного времени ЦВМ на выполнение одной итерации по каждому из методов (длительность вычислений для модели 1 и 2 практически одинакова). Таблица 2.1 Ошибки дискретизации.
В ряде работ [20, 28] принимается, что основным источником погрешностей является ошибка дискретизации.
На основании такого предположения для повышения точности моделирования рекомендуется либо выбирать более точный метод, либо сокращать шаг интегрирования. Так как оба способа повышения точности моделирования связаны с увеличением загрузки ЦВМ (см. таблицу 2.1), в цифровых авиационных моделирующих комплексах наибольшее распространение получил метод трапеции с шагом интегрирования 200 - 250, реже 500 мс [20].
Предложенная методика позволила проверить справедливость исходной предпосылки и связанных с ней выводов. В результате проведённого моделирования выяснилось, что даже при весьма больших значениях шага интегрирования определяющим в общей ошибке МС является первый член выражения (2.11). Как следствие, наибольшую точность моделирования траектории обеспечивают методы, для реализации которых требуется минимальное число вычислительных операций. На рис. 14, 15 приведены зависимости среднего квадрата относительной погрешности МС от шага интегрирования для различных численных методов и при различных начальных азимутах ортодромии (рис. 14 соответствует модели 1, рис. 15 - модели 2; принятые обозначения ясны из рис. 16).
Из данных рисунков видно, что наиболее точные и устойчивые решения в большом диапазоне т обеспечивает метод Эйлера, причём как для модели I, так и для модели 2. Это позволяет рекомендовать данный метод для решения уравнений траектории полёта.
Алгоритмы вычисления сферических длин и азимутов при задании исходных точек с помощью координат
Основные соотношения для определения длин и азимутов на сфере могут быть получены из рассмотрения сферических треугольников и имеют вид:
Из расчета видно, что выражение (3.6) неприемлемо для вычисления малых дальностей, независимо от формата операндов. По сравнению с (3.6) формула (3.7) предпочтительней, хотя и требует больших вычислительных затрат. Но и выражению (3.7) присуще аналогичные вычислительные погрешности, только при значениях аргумента близких к единице, ввиду ограниченной разрядности мантиссы.
Для сравнительно небольших дальностей выражения (3.5, 3.6) могут быть упрощены. Путём разложения тригонометрических функций в ряд и ограничения точности их представления двумя первыми членами ряда упомянутые формулы могут быть приведены к виду:
Такая форма записи очень удобна для проведения вычислений в смешанной форме представления операндов. При соответствующем программировании на основе случайного фактора можно добиться точности, соизмеримой с методом плавающей запятой и лучше, чем метод с фиксированной запятой, в то время как время вычислений по такой программе в несколько раз меньше. Из таблицы 3.2 видно, что погрешность вычисления Осф при дальности близкой к 500 км превышает ранее определённый предел для систем ближней навигации. Однако учитывая реальную дальность приёма сигналов наиболее точных РСБН (соответствующая формула приводится в 4-ой главе), выражения (3.8, 3.9) можно использовать для решения ОГЗ на сфере, применительно к радиотехническим системам ближней навигации.
Алгоритм вычисления сферических длин и азимутов при векторном" задании исходных точек
При "векторном" задании положения МС и точки на сфере может быть выражена через угол между единичными векторами Р Р (рис. 18)
Азимут точки в этом случае целесообразно вычислять как угол между векторами М и In.
где М - единичный вектор, перпендикулярный плоскости меридиана места самолёта; \х - орт оси % системы координат (ось % совпадает с полярной осью Земли).
В формате с плавающей запятойї выражение (3.10) обеспечивает высокие точности вычисления БСф (см. таблицу 3.2), однако длительность вычислений на ЦВМ, где режим плавающей запятой реализуется программно велика, причём, не только для (3.10), но и для (3.11) воспользоваться выражением (3.5), предварительно приведя его к следующему виду:
Такая запись позволяет использовать смешанную форму представления операндов.
В качестве упрощённого алгоритма вычисления D используют выражение вектора АР = Рмс — Ррит, с модулем равным длине хорды, соединяющей МС и точку установки радиосредства:
Модель канала измерения азимута
Временной интервал, пропорциональный азимуту, в реальном оборудовании измеряется с помощью двоично-десятичного счетчика, на вход которого поступают импульсы частотой 6 кГц. Синхронизация измерительного счетчика осуществляется опорными десятиградусными импульсами и импульсом «Север». В момент прихода азимутного импульса содержание счетчика, пропорциональное измеренному азимуту, переписывается в запоминающий регистр.
В целях повышения помехоустойчивости измерителя производится стробирование опорных и азимутальных импульсов.
Для обеспечения работы измерителя при кратковременном пропадании азимутальных импульсов (до 24 раз подряд) реализован режим «память».
Временным дискриминатором определяется приращение азимута за время между двумя последовательными измерениями (0,6с). Осредненное по восьми последним измерениям значение этого приращения фиксируется регистром скорости и преобразуется во временной интервал.
При пропадании азимутального импульса перепись содержимого измерительного счетчика в запоминающий регистр азимута производится импульсом «азимут восстановленный». Этот импульс задерживается относительно импульса «Север» на время, пропорциональное сумме измеренного в предыдущем цикле значения азимута и запомненного осредненного значения приращения азимута.
Приведенное описание принципа работы канала измерения азимута позволяет перейти к рассмотрению предлагаемой модели этого канала. Структурная схема модели приведена на рис. 23.
Ниже будут использованы признаки, введенные ранее, с учетом того, что кроме Р0І и РН они будут относиться только к каналу азимута. Дополнительно введем признак Р7І - азимутальный импульс попал в строб, равный ±2,56; Р8І - выполнение условия Р7І восемь раз подряд; Р9І -выполнение условия Р8І хотя бы один раз за 24 последовательных цикла измерений.
Поиск целесообразно имитировать путем задержки момента начала режима «предварительное слежение» на время от 1,2 до 3,6 с. Длительность задержки каждый раз следует выбирать случайным образом.
Режим «Предварительное слежение».
Применительно к модели НК целесообразно сделать допущение, что опорные импульсы всегда попадают в соответствующие стробы, при этом условие перехода к рассматриваемому режиму сводится к РЗі = Р0іЛРПЛР2мЛР2і.
В случае выполнения условия Р7;.і Л Р7І = 1 модель переходит в режим имитации поиска, а при P8j = 1 - к слежению.
Полученные для этого режима разностные уравнения имеют вид:
Для этого режима справедливы уравнения (4.2) и все замечания, сделанные при описании аналогичного режима в канале дальности. Режим «Память». Для перехода модели к имитации режима «память» должно быть выполнено условие Р5І = Р0ІЛР1ІЛР4ІЛР7І. Из «памяти» модель может перейти к режимам «поиск» (при P9j = 0), или «слежение» (при Р8; = 1). Рассматриваемому режиму соответствует разностное уравнение Где ДАк - осредненное значение приращения азимута, полученное и запомненное к моменту перехода модели канала в режим «память». Принципы моделирования возмущающих воздействий были рассмотрены во второй главе. В данном разделе будут конкретизированы характеристики этих воздействий применительно к РСБН.
Отсутствие достоверных данных о характеристиках флуктуации на входе измерителей дальности и азимута вынуждает получать их косвенным путем.
Известно, что низкочастотная составляющая флуктуации в основном обусловлена наземным оборудованием системы, Это позволяет для приближенной имитации низкочастотной составляющей погрешности воспользоваться результатами исследований [62] точностных характеристик наземного оборудования, приведенными в таблице 4.2. При моделировании удобно считать, что дисперсии относительно высокочастотных и низкочастотных составляющих погрешностей приблизительно одинаковы (это подтверждается результатами летных испытаний). Последнее позволяет при моделировании низкочастотной составляющей погрешности принять ее дисперсию равной половине дисперсии, вносимой наземным оборудованием.
