Инерциальная навигационная система

Инерциальная навигационная си­стема (ИНС) — автономное устройст­во, предназначенное для определения координат ВС методом счисления пу­ти и вычисления ряда других нави­гационных элементов полета. Прин­цип действия основан на измерении возникающих при движении ВС аб­солютных ускорений а.,со в инерци альиом (мировом) пространстве с помощью акселерометров (AM), яв­ляющихся одним из чувствительных элементов ИНС. Интегрированием ускорения а относительно земної по­верхности по времени вычисляются путевая скорость н пройденное рас­стояние:

W = ^adt — S =J Wdt ==J’ J adtdt,

а с использованием составляющих пу­тевой скорости — путевой угол, курс полета, угол сноса, направление и скорость ветра и др.

Преимуществами ИНС перед дру­гими навигационными системами яв­ляются: непрерывное с большой точ­ностью определение фактического на­вигационного режима полета (МС, №, ФПУ); полная автономность; аб­солютная помехоустойчивость; выда­ча информации независимо от района полетов и метеоусловий.

Но ИНС имеют и недостатки. Точ­ность информации о скорости и ко- ортинатах ВС убывает с течением времени полета, поэтому необходима периодическая их коррекция. Они требуют много времени для началь­ной выставки системы. К ним можно отнести сложность и большую стои­мость.

Основными элементами ИНС яв­ляются акселерометры, стабилизиро­ванная в горизонтальной плоскости и по азимуту гироплатформа (ГП) и навигационное вычислительное уст­ройство.

Акселерометры не различают инерциальных ускорений, обусловлен­ных движением ВС, от ускорений, возникающих под действием силы тя­жести. Поэтому для исключения вли­яния гравитационного поля Земли на точность решения навигационных за­дач AM устанавливаются строго го­ризонтально. Это достигается исполь­зованием ГП.

Гироплатформа предназначена для обеспечения акселерометрам незави­симости от угловых перемещений са­молета и удержания осей чувстви­тельности AM в фиксированных на­правлениях относительно Земли, а также для выдачи в НВУ информа­ции об угловых положениях ВС и сигналов, пропорциональных ускоре­ниям, воздействующим на платформу Она представляет собой площадку, на которой размещены три гироскопа и акселерометры.

На ГП размещаются три AM со взаимно перпендикулярными осями чувствительности: два из них распо­лагаются в горизонтальной плоско­сти для измерений ускорений движе­ния по направлениям выбранной СК (как правило, географической), а тре­тий — вертикально для измерения вертикального ускорения.

Ускорения, измеренные AM и пре­образованные в соответствующие сиг­налы, поступают в НВУ, где вычис

.інетсн и выдастся на индикацию в цифровом виде большое число нави­гационных параметров. Здесь же фор­мируются сигналы на двигатели ста­билизации гироплатформы в плоско­сти горизонта. Оси чувствительности акселерометров с достаточной точно­стью всегда располагаются в гори­зонтальной плоскости.

НВУ представляет ЦВМ и пред­назначено для решения задач при по дготовке и выполнении полета. В его состав входит устройство вво іа и индикации (УВИ), которое слу­жит для набора исходных данных и индикации навигационных парамет­ров в цифровом ви дс. С помощью УВИ осуществляется программирова­ние полета вводом географических координат места стоянки и девяти ОПМ. Выбор режимов работы («Обо­грев», «Выставка», «Навигация», «Контроль») производится с пульта управления (ПУ).

Лля ориентации ГП ио горизон­ту и азимуту используются автоном­ные методы выставки одинарного и двойного гирокомпасироваиия, за­данного курса и курсовертикали.

Погрешность выставки гнронлат — формы в азимуте методом о жнарно- го гирокомпасироваиия пропорцио­нальна скорости собственного ухода северного гироскопа стабилизатора ГП по азимуту.

Если в И НС используются гиро­скопы невысокого качества с больши­ми <о<, то для уменьшения ошибок выставки ГП применяется метод шойиого гирокомпаенровання Он со­стоит из дополнительного и основно­го этапов. На первом этапе опреде­ляется «><. северного гироскопа, а на втором осуществляется собственно гирокомпасирование с учетом полу­ченной угловой скорости.