Вопрос № 3. ИНС со свободной в азимуте платформой

ИНС со свободной в азимуте платформой служит совместно с БЦВМ для определения ортодромических и географических координат местоположения летательного аппарата, истинного курса и углов крена и тангажа.

В ИНС рассматриваемого типа в качестве навигационных используются частно-ортодромическая и географическая системы координат. Первая из них удобна для самолетовождения, а вторая - для программирования маршрута и привязки маяков РСБН.

Каждая частная ортодромия программируется в БЦВМ географическими координатами вертекса и восходящего узла. Вертекс представляет собой точку ортодромий с наибольшей географической широтой, а восходящий узел - одну из двух точек пересечения основного круга ортодромии с экватором.

В частной ортодромической системе координат (рис. 9.12) положение самолета при полете по Кривой ортодромии определяется ортодромическими широтой Ф и долготой Л.

Вычисление навигационной информации осуществляется в связанной с самолетом системе координат Oξ ηζ, начало которой совмещено с центром масс самолета, ось Oζ направлена по вертикали места в точке М, а оси Oξ и Oη касательны к ортодромическим параллели и меридиану в данной точке.

Взаимно перпендикулярные измерительные оси акселерометров А ₁, А ₂ (рис. 9.13), жестко связанные с платформой ГП, и нормальная к ним ось Oζ’ образуют координатный трехгранник Oξ’η’ζ’ с началом, также совмещенным с центром масс самолета. Ось Oζ ’ совмещается с осью Oζ за счет непрерывного разворота платформы системой интегральной коррекции, а оси Oξ’ и Oη’ в инерциальном пространстве неподвижны и образуют с осями Oξ и Oη угол А, который рассчитывается в БЦВМ.

 

Гироплатформа ГП инерциальной навигационной системы данного типа представляет собой трехгироскопную курсовертикаль силовой гиростабилизации. Цели силовой разгрузки включают в себя датчики углов (ДУ) прецессии гироскопов, усилители и двигатели М. Ориентация осей гироскопов в заданном направлении осуществляется с помощью корректирующих двигателей ДМ.

Так как положение осей горизонтирующих гироскопов Г ₁ и Г ₂ по отношению к осям подвеса платформы изменяется, сигналы ДУ ₁ и ДУ ₂ распределяются преобразователем координат ПК. Курсовой гироскоп в азимуте не корректируется и выдает сигналы гироскопического курса ψ_Г. Определение ортодромического и истинного курса осуществляется в БЦВМ. Снятие сигналов гироскопического курса ψ_Г и углов крена γ и тангажа ν осуществляется с помощью сельсинов-датчиков С_сД_ψ, С_сД_γ, С_сД_ν.

Конструкция гироплатформы ГП обеспечивает применение ИНС на самолетах с ограниченным маневрированием по тангажу.

В ИНС со свободной в азимуте платформой измерительные оси акселерометров Oξ’ и Oη’ при правильной работе системы ортого­нальны вектору удельной гравитационной силы . В этом случае gξ’=gη’=0 и выходные сигналы акселерометров в соответствии с (9.19) в проекциях на оси Oξ’ и Oη’ будут определяться следующим образом:

 

 

Для свободной в азимуте гироплатформы и при допущении с достаточной для практики точностью можно записать:

 

 

Следовательно, составляющие абсолютной линейкой скорости и могут быть получены непосредственно интегрированием сигналов акселерометров А 1 и А 2 с учетом начальных условий по скорости:

 

 

где и - составляющие начальной абсолютной линейной скорости, обусловленные вращением Земли в точке старта. Начальные скорости определяются и учитываются во время выставки ИНС в горизонт перед выполнением полета.

Корректирующие моменты, прикладываемые двигателями ДМ₁ и ДМ₂ к гироскопам Г₁ и Г₂, равны:

 

 

где, R - вычисляемое геоцентрическое расстояние с учетом высоты полета. Составляющие ωξ и ωη абсолютной скорости вращения ортодромического трехгранника ξηζ, ось ξ которого направлена по начальной к ортодромической параллели, получаются преобразованием:

 

 

Ортодромические широта Ф и долгота Л вычисляются по формулам

 

 

где, .

Проекции путевой скорости Wη и Wξ на оси η и ξ навигационного координатного трехгранника в соответствии о (9.17) определяются следующим образом:

 

 

где, RΩcosφ - периферическая скорость вращения Земли в точке М, расположенной на географической широте φ;

ψη - угол ориентации оси (рис. 9.14), вычисляемый как функция координат φ и λ места и параметров частной ортодромии. Угол А, необходимый для определения (9.22), ортодромического и истинного курса, вычисляется по формуле

 

 

где, А_о - начальное значение А, рассчитанное перед стартом;

ΔA_i - угол изменения направления частной ортодромии в ППМ;

ωζ - угловая скорость поворота навигационных осей ξ’η’ζ ’ относительно связанных с платформой осей ξηζ из-за вращения Земли и перемещения самолета.

 

Истинный курс вычисляется в БЦВМ по формуле

 

 

При отказе БЦВМ ГП работает только как гировертикаль. Истинный курс не выдается, так как неизвестна ориентация осей гироплатформы относительно истинного меридиана или ортодромии. Сравнение ИНС со свободной и корректируемой в азимуте платформами показывает, что у первой группы систем значительно проще каналы управления гироплатформой, однако алгоритмы обработки навигационной информации гораздо сложнее.

 

Вывод: данная система является следующим этапом в развитии инерциальных систем навигации. Использование и внедрение данной системы позволило повысить точность и надёжность решения задач воздушной навигации при обеспечении независимости от каких либо источников информации после снятия коррекции.

 

 

Заключение

 

Преимуществами ИНС перед другими навигационными системами являются: непрерывное с большой точностью определение фактического на­вигационного режима полета (МС, W, 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.

 

Вопросы для самоконтроля

 

1. Назначение инерциальных систем навигации.

2. Деление инерциальных систем по связи гироблоков с блоком акселерометров.

3. Из за чего возникают погрешности выставки ИНС.

4. Что значит корректируемая в азимуте платформа.

5. Что значит ИПС со свободная от азимута платформой.

 

Литература

 

1. Е. А. Румянцев «Авиационное оборудование» Типография ВВИА имени проф. Н. Е. Жуковского Москва 1980г.

2. А. М. Белкин, Н. Ф. Миронов «Воздушная навигация» Типография «Транспорт» Москва 1988г.

 

 

преподаватель ВК при ГУАП

подполковник А. Бакланов