11.5. Инерциальные навигационные системы

Инерциальные навигационные системы (ИНС) служат для автономного измерения текущих географических координат местоположения самолета.

В качестве чувствительных элементов системы используются акселерометры, которые преобразуют действующие ускорения в пропорциональные им электрические сигналы.

Схематическое устройство линейного акселерометра показано на смотреть статью под номером 11.5. Если ускорение отсутствует, сердечник 3 занимает нейтральное положение, и токосъемная щетка 4 находится на изолированном участке потенциометра 5. Напряжение на выходе

отсутствует.      i

Под воздействием возникшего ускорения вдоль измерительной оси _ сердечник перемещается, преодолевая напряжение пружин 2. Токосъемная щетка вместе с сердечником также переместится, и на выходе акселерометра появится сигнал, амплитуда которого пропорциональна величине действующего ускорения. Из: меряя значения выходного напряжения, можно судить о величине действующего ускорения. Для исключения влияния высокочастотных колебаний на точность измерения в акселерометре имеется пневматический демпфер.

Принцип действия инерциальных навигационных систем основан на измерении пройденных самолетом расстояний Sx и Sy вдоль принятых осей отсчета X и Y двойным интегрированием действующих ускорений ах и aY за время полета.

Для этого на стабилизированной в горизонтальной плоскости платформе устанавливаются два акселерометра, измерительные оси которых параллельны принятым осям отсчета. Обычно на стоянке измерительные оси устанавливаются вдоль ортогональных географических линий «Север—Юг» и «Восток—Запад» с помощью оптического пеленгатора или автономного гироскопического прибора.

С целью повышения точности измерения координат платформы с акселерометрами должны строго стабилизироваться в горизонтальной плоскости. В зависимости от применяемого способа стабилизации инерциальные системы подразделяются на гироинерциальные, астроинерциальные и комбинированные — гироастроинерциальные.

Рассмотрим принцип действия наиболее распространенной гироинерциальной навигационной системы (смотреть статью под номером 11.6).

На платформе  смонтированы линейные акселерометры 6 и 7, измерительные оси которых сориентированы вдоль ортогональных направлений. При разбеге самолета на взлет и в течение неустановившегося полета возникающие ускорения приводят в действие акселерометры, и на их выходах появляются напряжения, пропорциональные значениям ускорений вдоль измерительных осей Сг и Зг. Эти сигналы поступают в интеграторы 3 и 4, которые двойным интегрированием вычисляют пройденные расстоянияSv и Sx вдоль меридиана и параллели (см. уравнения (11.1) и (11.2)].

Если самолет летит прямолинейно с постоянной скоростью, и акселерометры не работают, интегратор скорости 4 «запоминает» скорость полета и продолжает выдавать сигналы в интеграторы 3 счисления пройденного пути в течение этого времени.

Перед взлетом в вычислитель вручную вводятся значения широты ср0 и долготы Я„ места старта. В результате математических действий он выдает на указатель напряжения, пропорциональные текущим значениям координат.

Чтобы навигационная система определяла координаты самолета с максимально возможной точностью, необходимо платформу с акселерометрами удерживать в плоскости местного горизонта и размещать по возможности вблизи от центра масс самолета. В гироинерциальных системах,это достигается поплавковыми гироскопами 8, по сигналам которых коррекционные двигатели поворачивают внешнюю 2 и внутреннюю 5 рамки карданова подвеса так, чтобы платформа занимала горизонтальное положение при всевозможных эволюциях самолета.

Значительное влияние на точность счисления координат самолета оказывает положение платформы относительно местной вертикали. Поэтому на современных ИНС применяются платформы, настроенные на период невозмущаемости (период Шулера), который составляет 84,3 мин. Они являются электрическим аналогом воображаемого маятника, длина подвески которого равна усредненному радиусу Земли. В этом случае платформа под действием возникающих ускорений не изменяет своего положения в пространстве. Учет погрешностей вследствие вращения Земли осуществляется поворотом платформы со скоростью ее суточного вращения, равной 15 градусам в час.

Для уменьшения методических погрешностей в вычислитель вводятся корректирующие сигналы UK от радиолокационного визира, доплеровской системы или астроориентатора.

Успехи в области развития вычислительной техники и приборостроения позволяют отказаться от механической стабилизации платформы и создать ИНС с неподвижными платформами. В них чувствительными элементами—измерителями ускорений—служат прецизионные поплавковые или лазерные гироскопы, ориентированные своими главными осями вдоль осей самолета. Бортовая цифровая вычислительная машина позволяет заменить механические кардановы подвесы и ввести необходимые поправки математическими аналогами, а затем выдавать значения координат на указатели и в системы управления самолетом.