где
Δ
V
ξ
,
Δ
V
η
— ошибки вычисления горизонтальныхсоставляющих
скорости;
a
ξ
,
a
η
,
a
ζ
,
ω
ξ
,
ω
η
,
ω
ζ
,
g
ξ
,
g
η
,
V
ζ
— проекции векторов ка-
жущегося ускорения, угловой скорости опорного трехгранника, гра-
витационного ускорения, линейной скорости на соответствующие оси
опорного трехгранника соответственно;
K
ξ
,
K
η
— кривизна нормаль-
ныхсечений уровенной поверхности в направлении осей
О
ξ
и
О
η
;
Δ
χ
— погрешность вычисления азимутального угла
χ
;
δω
ξ
,
δω
η
,
δω
ζ
—
составляющие дрейфа по соответствующим осям.
Текущее значение курсовой ошибки определяется как разность
ΔΨ = Ψ
м
−
Ψ =
χ
+ ΔΨ
0
−
Φ
пл
ζ
+
ψ
г
+
δψ
г
−
Ψ = ΔΨ
0
−
Φ
пл
ζ
+
δψ
г
,
где
ΔΨ
0
— погрешность определения начального значения курса ЛА,
которая является постоянной в запуске величиной,
˙Ψ
0
= 0
;
δψ
г
—
погрешность калибровки курсового измерительного канала.
Алгоритмы КОИ формируют суммарную оценку погрешностей
ΔΨ
0
и
δψ
г
.
Базовый вектор состояния
Х
модели ошибок ИНС включает в се-
бя 8 переменныхсостояния, а именно:
Δ
V
ξ
,
Δ
V
η
,
Φ
пл
ξ
,
Φ
пл
η
,
Φ
пл
ζ
,
ΔΨ
0
,
δω
ξ
,
δω
η
. Прогноз вектора состояния и его ковариации, построение
информационныхневязок между ИНС и СНС, поскалярная обработка
этихневязок, формирование оценок вектора состояния и его ковариа-
ции осуществляются известными методами, в основе которыхлежит
алгоритм адаптивно-робастного фильтра Калмана–Джозефа [1–4].
В процессе летныхиспытаний выявлены случаи неадекватности
прогноза модели ошибок и поведения реальной системы, вызванные
влиянием значительныхдинамических(пропорциональныхлинейным
перегрузкам) дрейфов гироскопов. Эти дрейфы проявляются только во
время маневров самолета, сопровождающихся линейными перегрузка-
ми, и вносят кратковременные возмущения в ориентацию гироплат-
формы. Анализ полученныхданныхподтвердил предположение о на-
личии в системе больших(5. . . 10 град/(ч
·
g)) коэффициентов динами-
ческихдрейфов гироскопов. Базовые алгоритмы КОИ, реализованные
в бортовом комплексе самолета на раннихстадияхиспытаний, оказа-
лись не в состоянии справиться с влиянием столь большихдинами-
ческихдрейфов, особенно, если эффективное время работы фильтра
не превышает несколькихминут. Например, на траекторияхнатур-
ной работы (н/р) № 148 при наличии коррекции от СНС в течение
10. . . 12 мин сразу после взлета и перед посадкой скорректированные
и прогнозируемые скорости и координаты не отличаются принципи-
ально от автономныхинерциальныхданных. Аналогичный результат
получен в н/р № 188, в которой коррекция от СНС присутствует в
течение 15 мин до взлета, минуты после взлета, а также через час по-
лета — еще 5 мин, из которыхпримерно 3 мин приходятся на разворот,
во время которого коррекция не проводится (рис. 2). Летные испы-
тания показали, что при малом времени работы базового фильтра,
ISSN 0236-3933. Вестник МГТУ им. Н.Э. Баумана. Сер. “Приборостроение”. 2009. № 3 57
