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 в инерциальном (мировом) пространстве с помощью акселерометров (AM), являющихся одним из чувствительных элементов ИНС Интегрированием ускорения о относительно земной поверхности по времени вычисляются путевая скорость и пройденное расстояние:
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 координатах 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- лнетси 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 тля решения задач при по выполнении полета. В его состав входит устройство вводa и индикации (УВИ), которое служит для набора исхотных данных и индикации навигацнониых параметров в цифровом ви те. С помощью УВИ осуществляете я программирование полета вводом географических координат места стоянки и девяти ОПМ. Выбор режимов работы («Обо грев», «Выставка», «Навигация», (Контроль») нронзвохится с пульта управления (ПУ).
Для ориентации ГП но горизонту и азимуту используются антоном- ные методы выставки одинарного и двойного гирокомпасироваиия, заданного курса и курсовертикали.
Погрешность выставки гидроплатформы в азимуте методом о гирокомпасирования пропорциональна скорости собственного ухода северного гироскопа — стабилизатора ГП по азимуту.
Если в ИНС используются гироскопы невысокого качества с большими то для уменьшения ошибок выставки ГП применяется метод гирокомнасирования. Он со стоит из дополнительного и основного этапов. На первом этапе определяется «о, северного гироскопа, а на втором осуществляется собственно гирокомпасирование с учетом полученной угловой скорости.
Воздушная навигация: справочник/А.М. Белкин. М.: Транспорт. 1988г.
