ERRORS ESTIMATION OF EXTERNAL DISTURBANCE INFLUENCES

Abstract

The main specific points of existing air navigation schemes with relation to external disturbing influences are discussed. Some new approach to analyze in the view of admissible temporal and spatial frames basic principle on which the simplest accelerometer may be constructed is proposed. It is shown that a strict successive analysis of accelerometer measurement procedure makes it possible to understand probable new source of errors in the value estimation of the disturbing force magnitude. If don’t take into account these new possible errors any self-adjusting system of an airplane may be functionally damaged or at least functionally unreliable. These errors arise only when temporal duration of disturbing force is less than some critical time τ, which depends on the given characteristics of an aircraft Inertial Navigation System and aircraft itself. The method of finding τ is discussed.

Проаналізовано поведінку інерціальної навігаційної системи літального апарату при наявності різних за тривалістю у часі зовнішніх збурюючих впливів. Запропоновано новий підхід до аналізу основного принципу, що визначає роботу найпростішого акселерометра. Показано, що послідовний строгий аналіз процесу вимірювання дає можливість виявити певне нове джерело помилок в оцінюванні величини збурюючого впливу. Показано, що якщо не брати до уваги ці можливі похибки, то будь-яка самоналаштовувальна система літака може бути функціонально пошкодженою чи, принаймні, функціонально не надійною. Ці похибки виникають тільки за умови, що тривалість у часі збурюючого впливу є меншою певного критичного значення τ, котре залежить від конкретних характеристик інерціальної навігаційної системи та власне самого літака. Запропоновано метод визначення τ.

Проведен анализ поведения инерциальной навигационной системы летательного аппарата при различных по времени внешних возмущениях. Предложен новый подход к анализу основного принципа, на котором основана работа простейшего акселерометра. Показано, что строгий последовательный анализ процесса измерения акселерометром позволяет обнаружить некий новый источник ошибок оценивания величины возмущающего воздействия. Показано, что, если не принимать во внимание эти возможные ошибки, то любая самонастраивающаяся система самолета может быть функционально повреждена или, по крайней мере, функционально не надежной. Эти ошибки возникают только при условии, когда временная продолжительность возмущающего воздействия меньше некоторого критического значения τ, что зависит от конкретных характеристик инерциальной навигационной системы и самого самолета. Предложен метод определения τ.