Принципиальное устройство и работа инерциальной навигационной системы

В инерциальных навигационных системах основным элементом является гироплатформа. Она состоит из основания, на котором устанавливаются гироскопы и акселерометры. Основание помещено в карданный подвес, благодаря чему гироплатформа имеет три сте­пени свободы и может быть стабилизирована в любом заданном положении.

На гироплатформе (рис. 10.13) установлены два акселеромет­ра 2 и 4, оси чувствительности которых взаимно перпендикулярны. Но может быть установлен и третий акселерометр для измерения вертикального ускорения. Гироскопы 6, 10 и 13 имеют относительно платформы по две степени свободы, а совместно с платформой — третью степень свободы. Гироскопы 6 к 13 с вертикально располо­женными главными осями служат для удержания гироплатформы в горизонтальном положении. При совместной работе с акселеромет­рами эти гироскопы обеспечивают горизонтирование платформы в соответствии с рассмотренным выше принципом интегральной кор­рекции. Для создания прецессии гироскопов при интегральной кор­рекции служат моментные двигатели гироскопов 7, 9 и 12. Гиро­скоп 10 служит для стабилизации гироплатформы в заданном ази­муте (по истинному меридиану, по главной ортодромии).

На осях внутренних рамок гироскопов располагаются датчики углов 5, 11 и 14, регистрирующие отклонения главных осей гиро­скопов от их номинального положения (перпендикулярно к плат­форме у гироскопов 6 и 13 и параллельно ей у гироскопа 10) и вы­рабатывающие сигналы для формирования корректирующих мо­ментов, в результате действия которых гироскопы возвращаются в исходное положение.

Рис. 10.13. Гироплатформа в карданном подвесе: t — гироплатформа; 2 и 4 — акселерометры; 3, 8 и 15 — разгрузочные двигатели; 5, 11 л 14 — датчик»! регистрации углов отклонений главных осей гироскопов; 6, 10 и 13 — ги­роскопы; 7, 9 и 12— моментные двигатели; 16 и 17 — интеграторы

На осях рамки карданного подвеса располагаются разгрузочные двигатели 3, 8 и 15, предназначенные для удержания платформы относительно осей роторов гироскопов в строго определенном поло­жении.

Допустим, в результате действия на гироплатформу момента внешней силы Мх относительно оси X (трение в подшипниках под­веса) гироскоп 6 спрецессировал и отклонился от своего нормаль­ного положения. Положение самой платформы при этом не измени­лось. Тогда с датчика 5 подается электрический сигнал, пропорцио­нальный углу отклонения, в разгрузочный двигатель 8. Этот двига­тель создает момент на платформу, равный по величине, но обрат­ный по направлению моменту внешней силы. Этот момент действу­ет и на гироскоп 5, заставляя его прецессировать обратно к нор­мальному положению. При этом вся гироплатформа не поворачи­вается.

Аналогично компенсируется отклонение оси ротора и других ги­роскопов.

Следовательно, гироскопы 6 и 13 удерживают гировертикаль и моделируют маятник Шулера с периодом колебаний 84,4 мин.

Для удержания гироплатформы в заданном азимуте на момент — ный двигатель 9 подается электрический сигнал, пропорциональ­ный угловой скорости поворота земной системы координат в инер­циальном пространстве вокруг оси Z. Этот двигатель создает вра­щающий момент, который заставляет прецессировать гироскоп 10 вокруг оси Z. Тем самым удерживается ось Y гироплатформы в на­правлении заданного азимута.

Чтобы использовать инерциальную систему для счисления пути и определения навигационных элементов, необходимо:

— располагать акселерометры строго горизонтально;

— иметь не менее двух акселерометров, расположенных перпен­дикулярно один к другому;

— сориентировать оси чувствительности акселерометров по осям XYZ выбранной прямоугольной системы координат, связан­ной с Землей (геодезической или ортодромической). При этом плос­кость XOY должна быть горизонтальна, а ось OZ — вертикальна г(рис. 10.14). Ось OY направим на север по истинному меридиану, а ось ОХ — на восток.

Вследствие вращения Земли и перемещения вертолета относи­тельно земной поверхности выбранные земные координатные оси будут вращаться в инерциальном пространстве. Для сохранения за­данного положения координатных осей гироплатформы, а вместе с

ними и осей чувствительности акселерометров они щаться с определенными угловыми скоростями:

Wr

“V = —f — +і “з C0S

Н

wx,

(02= tgcp + со3 Sin cp,

A

где (ox> сOy, cd2 — угловые скорости поворота системы XYZ в инер­циальном пространстве вокруг осей X, У, Z; Wv= W? cos ИПУ— северная составляющая путевой скорости;

Я7 sin ИПУ—восточная составляющая путевой скорости;

0з — угловая скорость вращения Земли;

Ф — широта местонахождения гироплатформы;

R — радиус Земли.

Заданное положение координатных осей стабилизируют гиро­скопы, установленные на гироплатформе. Для этого с акселеромет­ров 2 и 4 (рис. 10.13) снимаются электрические сигналы, пропор­циональные со*, соз/, cdz, и подаются на моментные двигатели гиро­скопов 7, 9 и 12, которые создают вращающие моменты и заставля­ют прецессировать гироскопы вокруг осей X, Y и Z с угловыми ско­ростями поворота системы XYZ. В результате гироплатформа удер­живается в плоскости истинного горизонта, а оси акселерометров остаются сориентированными относительно геодезической системы координат. При таком расположении одним акселерометром будет измерено ускорение по меридиану (ау), другим — по параллели (ах).

Измеренные ускорения подаются на интеграторы 16 и 17. На ин­теграторах после первого интегрирования ускорений определяются составляющие путевой скорости Wy и Wx (рис. 10.14), а после вто­рого интегрирования можно получить пройденное расстояние вдоль координатных осей Sy и Sx и координаты вертолета.

Вычислительные устройства инерциальной навигационной си­стемы при счислении пути и определении навигационных элементов решают следующие системы уравнений:

Wy = j ау dt;
о

t

Wx = j ах dt — /?Ш3 cos ®; 0

W = V Wy +; Wx ;

Y7

ИПУ = arctg ;

W у

УС = ИПУ — ИК;

X — Х0 4-| |*

6

где фо, Хо — начальные координаты вертолета.

Истинный курс вертолета в инерциальной навигационной систе­ме с корректируемой гироплатформой измеряется непосредственно как угол между главной осью курсового гироскопа 10 (рис. 10.13), направленной по истинному меридиану, и продольной осью верто­лета.

Кроме рассмотренной ориентации акселерометров в геодези­ческой системе координат используются и другие виды ориен­тации:

— свободная в азимуте ориентация, когда гироплатформа с ак­селерометрами не вращается и сохраняет неизменное положение в инерциальном пространстве;

— гироплатформа, стабилизированная в азимуте относительно земной системы координат (ортодромической, прямоугольной).

При всех видах ориентации гироплатформы возможно определе­ние навигационных элементов и счисление пути. Видоизменяются лишь уравнения, которые решаются в вычислителях инерциальных навигационных систем.

Инерциальная навигационная система при всех своих важных достоинствах не свободна от некоторых недостатков. Одним из них является накопление ошибок с течением времени. Поэтому она нуждается в периодической коррекции другими навигационными системами. Другим недостатком является то, что она требует спе­циальной подготовки к полету—начальной выставки. Начальная выставка включает две основные операции: горизонтирование ги­роплатформы и выставку ее в азимуте.

В современных инерциальных навигационных системах опера­ция горизонтирования осуществляется автоматически по данным самой системы. Выставка гироплатформы в азимуте может выпол­няться автоматически способом гирокомпасирования и автономно: выставкой по известному стояночному курсу.

Курс вертолета определяется:

— по магнитному датчику, который обычно предусмотрен кон­струкцией инерциальной системы; средняя квадратическая ошибка выставки курса равна 2—3°;

— пеленгацией ориентиров с вертолета, пеленги которых из­вестны;

— пеленгацией продольной оси вертолета;

— по разметкам стоянки.