Определение навигационных элементов полета с помощью ИНС
Инерциальная навигационная система (ИНС) предназначена для решения задач самолетовождения в полете по воздушным трассам и вис трасс и обеспечивает:
автономное или совместно с САУ выполнение полета по маршруту в соответствии с программой, введенной в нее перед полетом или в по лете;
непрерывное автоматическое счисление и индикацию текущего МС в географической и частноортодромиче — ской системах координат; »
формирование и индикацию ЗПУ и ЛБУ для автоматизированного вождения ВС в горизонтальной плоско ста;
вычисление и индикацию путевой скорости и угла сноса;
определение и индикацию времени полета и оставшегося расстояния до ППМ, географичсокие координаты которого введены в НВУ;
вычисление и индикацию текущих значении истинных путевого угла и курса полета;
определение и индикацию навигационного направления и скорости ветра;
ручную коррекцию частноортодро мических координат МС;
индикацию географических коор — жнат и номеров ОПМ, введенных в систему,
информацию в цифровой форме показателей готовности (ПГ) системы к работе, сигналов компенсации уходов гироскопов и составляющих путевой скорости.
Заданный и текущий путевые углы вычисляются относительно географического меридиана начала текущей ортодромии и, следовательно, являются ОИПУ. Истинный курс вычис ляется относительно меридиана фактического МС. Обеспечивается изме рсние и гироскопического курса. ГП по своим свойствам подобна трехстепенному гироскопу с горизонтально расположенной главной осью. Поэтому она позволяет определять курс такими же методами, как и другие гироскопические курсовые приборы Для определения путевой скорости на ГП устанавливается два взаимно перпендикулярных AM: один направлен по географическому меридиану и измеряет о*; второй — на восток и
выдаст аЕ. Это позволяет вычислить составляющие путевой скорости.
I "v dl.
О
*І- = «Ч + Г “Edl-
а затем UP = W’ v — j W Е.
Другие навигационные элементы онреіеляютсн как:
і
X J wEdt — о
P„ = arctg(ir£/W’v);
“ = Ри —Vi.
Частиоортодромические координаты ВС получают преобразованием географических Хс, <рс.
При программировании полета производятся ввод фс, Хс места стоянки и поворотных пунктов (в насто
ящее время 9 ППМ) с помощью УВИ. В случае необходимости в полете можно ввести координаты дополнительных ППМ по мере пролета запрограммированных. На основе этой информации вычисляют ЗПУ и боковое уклонение от ЛЗП для обеспечения автоматизированного самолетовождения в горизонтальной пло скости.
Основными источниками погрешностей определения скорости полета и координат являются: неточная выставка ГП по горизонту и азимуту: инструментальные погрешности AM; собственный уход ГП.
I Погрешность начальной выставки ГП по горизонту Vo приведет (при отсутствии других источников ошибок) к погрешности определения пути в выбранных направлениях
ASvsr l,85v;(l— cos0,074/) (17,3)
где AS — выражается в километрах; / — берется в минутах.
достигают соответственно (рис. 17.1). Современные ИНС позволяют выставлять ГГ1 с vo=l’, 7’ш = 84,4 мин
2. Инструментальные погрешности акселерометров До прн измерении ускорений вызывают колебательные движения ГП такого же характера, что и ошибки в начальной выставке Vo (см. рис. 17.1). Погрешности оцениваются по
Д5„ яг 6371 g -» До (1 — cos 0,0740,
(17.4)
где До выражена в долях от g (в со временных ИНС Доя;8 10-* g).
3. Погрешности ИНС по скорости и положению из-за неточной выставки ГП в азимуте ДЛ0 (в угловых мн нутах)
Д5„ ~0.115Д^о sin 0,074/ —
— 1.85ДД sin Q3t. (17.5)
Ошибки скорости и координат носят колебательный характер и не накапливаются во времени. Основную часть погрешности МС создают коле бания с частотой Я4 — угловой скорости суточного вращения Земли.
4. Ошибки, возникающие при собственном уходе ГП и»с (7ч).
1,85о*о (/— 13.4 sin 0,074/),
(17.6)
носят другой характер, чем рассмотренные выше: AS имеет колебательную и возрастающую пропорционально времени полета составляющие (см. рис. 17.1). Последняя равна І5’Возр=І,85 (ос/, если время выра
жено в минутах и AS’ воэр —" 111,2 в>с/, если — в часах. Уход современных ГП с>г = (0,014-0,05) 7ч.
Ошибки из-за собственного ухода гироскопов — основная причина, ограничивающая время автономной работы ИНС.
Созместное проявление перечисленных ошибок определяет погрешности в счислении ф, Л (s, г). Они имеют вид возрастающей во времени сложной кривой (рис. 17.2). Величина радиальной СКП определения МС эксплуатируемыми ИНС в среднем оГср равна одной дуговой минуте, или 1,85 км на 1 ч полета (в первые часы полета погрешности координат не подчиняются этой закономерности и могут быть больше). Составляющие погрешности координат по взаимно перпендикулярным направлениям независимы и распределены по нормальному закону с МО, равным нулю.
17.2. Подготовка и выполнение полетов с применением ИНС
Для выполнения полетов с применением ИНС необходимо заранее оп ределить и составить таблицу установочных данных с географическими координатами: места стоянки самолета на основных и запасных аэродромах; ОПМ основного и запасного маршрутов полета; РНТ для коррекции счисленных координат. Кроме
того, надо знать ИК самолета на стоянке с точностью до единиц угловых минут.
Подготовка системы к полету состоит в проверке ее работоспособности. выставке ГП и вводе координат ОПМ в НВУ. Режимы работы ИНС при этом выбираются с НУ.
Проверка работоспособности ИНС на земле выполняется в режиме «Контроль». При этом система имитирует полет по заданной криволинейной траектории. Через определенные интервалы времени автоматически сравниваются текущие географические координаты с расчетными и при разнице между ними, превышающей установленное значение, выдается световой сигнал отказа.
Для выставки ГП с /7У включаются метод гирокомпасирования (одинарное пли двойное в зависимости от располагаемого времени до вылета) и режим работы «Обогрев»
з,1 максимально располагаемое время (но не более I ч 40 мин). Режим «Обогрев» предназначен для созда пня необходимых температурных условий работы ИНС и поддержания их в течение всего полста. После появления на ПУ световой сигнализации «Обогрев* включается режим «Выставка» и начинается выставка ГП по горизонту и азимуту На УВИ индицируется показатель готовности 11Г 90. При определенном значении ИГ (он убывает с 90 до 0) в УВИ вводятся географические координаты (начинать обязательно с широты) места стоянки, а затем — координаты ісвятн ІІГІМ предстоящего маршрута полета. Если число их превыше ет 9, то координаты последующих НИМ вводятся в полете по адресам пройденных. Адресом ППМ является его номер. Ввод этой информации осуществляется вручную с помощью наборного поля УВИ Набранные цифры высвечиваются на индикаторе УВИ, что позволяет контролировать правильность программирования.
Ход гирокомпасирования коитро лирустсн по значению ПГ в соответствии с текущим этапом выставки. Начиная с определенного ПГ можно наблюдать процесс вычисления ИК — выставки ГП по азимуту. Значение курса непрерывно меняется, прибли жаясь к фактическому. При ПГ = 0 на ПУ загорается лампочка «Готовность», сигнализирующая о готовности системы к работе и переходу в режим «Навигация», который включается до запуска двигателей и обязательно перед началом выруливания или буксировки со стоянки.
Выставка ГП с вводом известного (с погрешностью не более 15′) истинного курса самолета на стоянке выполняется аналогично одинарному гирокомпасированию. Для этого на ПУ устанавливается метод выставки «ЗК», затем — режим «Выставка» и с помощью наборного поля выбирается н вводится значение ИК с точностью до единиц минут. Метод позволяет выполнить выставку за меньшее время, чем при одинарном и двойном гирокомпасировании.
Режим «Курсо-вертикаль» (КВ) предназначен прн отказе НВУ или необходимости ускоренной подготовки к полету. Время выставки примерно в 2 раза меньше, чем в режиме «ЗК».
После выполнения полста с отключенной ИНС ее подготовка к следующему полету обязательно производится методом двойного ги роком па — сирования.
Выставка методом двойного гирокомпасирования требует в 2 раза больше времени, чем одинарный метод, ио обеспечивает более точную ориентацию ГП. Показатель готовности в процессе выставки изменяется с 90 до 0, а затем возрастает до 60 и вновь уменьшается до нуля.
Выполнение полета с применением ИНС. Режим «Навигация» используется в полете. Прн этом система выдает на индикацию иа УВИ (по вызову) большое число навигационных параметров и вырабатывает сигналы, пропорциональные отклонению и скорости отклонения ВС от ЛЗП. Кроме того, режим позволяет автоматически переключать участки маршрута полета, запрограммированные на земле, изменять маршрут в полете, выполнять коррекцию счисленных координат.
Начальная фаза навигации (самолет начинает двигаться на взлет) гак. тючается в установке на УВИ пер — иого участка маршрута «О—1». При соответствующем положении переключателя параметров на УВИ будут высвечиваться текущие координаты самолета <рс. кс или sc, zc.
Управление самотетом прн полетах с применением ИНС возможно в режимах «Ручной» и «Автомат». В первом случае выдаваемые системой параметры используются экипажем в качестве осведомляющей информации. Во втором случае весь полет но запрограммированному маршруту с момента подключения ИНС к САУ будет выполняться автоматически.
Изменить маршрут полета можно гремя способами (на УВИ нажимается клавиша «Изменение маршрута»):
изменением порядка прохождения запрограммированных ППМ. Вводятся номер начального и конечного ППМ нового участка маршрута;
построением маршрута с текущего МС на любой запрограммированный ППМ, номер которого вводится в УВИ;
вводом в полете географических координат новых ППМ, которые не были запрограммированы.
При необходимости выполняется неавтоматическая коррекция счисленных координат. Для этого с использованием любого средства, обеспечивающего в данный момент определение более точного МС, чем это информирует ИНС, находят координаты г* и вычисляют поправки s = = *инс—«ф (без учета знаков «иве и $ф), Дг=2иис—г,» (с учетом знаков 2пнг И 2ф), которые ВВОДЯТСЯ Через УВИ. После этого на индикаторах будут высвечиваться откорректированные координаты. Одновременно корректируются (автоматически) и счисленные географические координаты, а также оставшееся время полета ю ППМ.
При прове гении коррекции необходимо сначала откорректировать s, а затем 2. Коррекция только s или г приводит к неправильному вычислению частноортодромическнх координат после смены ЛЗП н, следовательно, требует повторения этой операции.