Сарайский Ю. Н., Алешков И. И. Аэронавигация. Часть 1_СПб ГУГА_2013. Аэронавигация часть I. Основы навигации и

282 свободного падения g. При горизонтальном положении платформы вектор g направлен перпендикулярно к оси акселерометра и проекция g на эту ось равна нулю, а при наклоне акселерометра хотя бы на 1-2 угловых минуты он будет даже при неподвижном акселерометре, показывать некоторое ускорение (рис. 8.18). Это ускорение будет интегрироваться вычислителем, и система покажет, что ВС перемещается, даже если оно на самом деле стоит на стоянке. Разумеется, такой эффект будет иметь место и в полете, что приведет к накоплению погрешностей счисленных координат.
Рис. 8.18. Погрешность из-за негоризонтального положения акселерометра
Поэтому перед началом полета на стоянке должна быть проведена выставка ИНС. Она включает в себя установку начальных координат, горизонтирование и гирокомпасирование гироплатформы. В традиционных
ИНС эти операции могут занять несколько десятков минут. В течение этого времени ВС должно быть неподвижным, поскольку малейший толчок – это ускорение, которое будет измерено акселерометрами и приведет к погрешности выставки.
В бесплатформенных ИНС выставка происходит быстрее, поскольку не требуется физически приводить гироплатформу в нужное положение. В таких системах гироплатформа просто отсутствует.
Для установки начальных координат в Сборниках аэронавигационной информации для каждого места стоянки на аэродроме опубликованы его широта и долгота (рис.8.19). Они не только являются исходными данными для начала счисления, но и используются при гирокомпасировании.

283
Рис. 8.19. Фрагмент карты с координатами мест стоянки
Горизонтирование заключается в установке гироплатформы в горизонтальное положение. Эта операция при включении соответствующего режима работы системы выполняется автоматически. Если при включении
ИНС на неподвижном самолете гироплатформа расположена негоризонтально, то два акселерометра, которые должны быть горизонтальными, измеряют ускорения, соответствующие проекциям на их оси ускорения свободного падения g. В зависимости от направления и величины этих ускорений следящая система ИНС разворачивает гироплатформу так, чтобы акселерометры измеряли нулевые ускорения. Это и будет соответствовать горизонтальному положению платформы.
Гирокомпасирование заключается в ориентировании гироплатформы по направлению истинного меридиана. Она должна быть повернута вокруг вертикальной оси так, чтобы один акселерометр был ориентирован на север, а другой на восток. Конечно, на ВС с помощью, например, магнитного компаса можно определить, где север, а где юг. Но точность магнитного компаса (около 1°) совершенно недостаточна для ориентирования гироплатформы. Здесь требуется точность в несколько угловых минут.
Операция гирокомпасирования также выполняется автоматически. Она основана на том, что из-за вращения Земли вокруг своей оси на акселерометры действует центробежное ускорение, точнее его проекция на ось акселерометра. Центробежное ускорение направлено от оси вращения

284
Земли в плоскости меридиана. Представим вид на Землю со стороны северного полюса (рис. 8.20). В положении 1 гироплатформа ориентирована по меридиану и акселерометр, направленный на север-юг, измеряет на неподвижном относительно Земли самолете максимальное значение ускорения, равное центробежному ускорению. Акселерометр же, ориентированный на восток-запад измеряет нулевое ускорение, поскольку его ось перпендикулярна центробежному ускорению.
Рис. 8.20. К описанию гирокомпасирования
Если же гироплатформа не ориентирована по меридиану (см. рис. 8.20, положение 2), то каждый акселерометр измеряет ускорение, величина которого зависит от угла, под которым он расположен к меридиану.
Следящая система по информации об измеряемых ускорениях разворачивает гироплатформу соответствующим образом, приводя ее в положение 1, то есть, ориентируя по меридиану.
Пока ВС является еще неподвижным автоматически определяется и величина дрейфа (скорости ухода) гироплатформы из плоскости горизонта и в азимуте. Эти значения дрейфов учитываются вычислителем в полете для получения более точных величин ускорений по осям координат.
Сохранение
положения
гироплатформы.
Ориентация гироплатформы по меридиану и в горизонтальной плоскости должна сохраняться на всем протяжении полета. Но, поскольку Земля круглая, из-за перемещения ВС, а также из-за вращения Земли положение горизонтальной плоскости и направление текущего меридиана меняются. Гироскопы же удерживают гироплатформу в неизменном положении в инерциальной системе координат или, проще говоря, относительно звезд. Если в начальный момент гироплатформа была горизонтальной, то при перемещении самолета

285 она, сохраняя положение в мировом пространстве, выйдет из плоскости текущего горизонта и отклонится от нее на некоторый угол θ (рис. 8.21).
Рис. 8.21. Выход гироплатформы из горизонтального положения
Казалось бы, для удержания гироплатформы в горизонтальном положении можно использовать устройство, наподобие жидкостного переключателя в механизме горизонтальной коррекции в гироскопических приборах. Однако это не так, поскольку такой механизм при ускорениях ВС приводил бы гироплатформу к мнимой горизонтальной плоскости и к тому же не мгновенно. Следовательно, и ускорения будут измеряться не по нужным направлениям.
Можно видеть (см. рис. 8.21), что угол θ, на который отклонилась гироплатформа от горизонта, равен центральному углу, стягивающему дугу на земной поверхности, вдоль которой летел самолет (это углы с взаимно перпендикулярными сторонами). Длина S этой дуги окружности, то есть пройденное самолетом расстояние, инерциальной системе известна – ведь она осуществляет счисление координат. Тогда выраженный в радианах угол θ равен:
,
R
S


(8.7) где R – радиус Земли.
Таким образом, вычислитель ИНС непрерывно рассчитывает угол θ и следящая система разворачивает гироплатформу на этот угол так, что она остается в текущей горизонтальной плоскости.

286
Аналогичным образом платформа удерживается и в направлении истинного меридиана. Разумеется, при этом учитывается и вращение Земли вокруг своей оси.
Погрешности ИНС. Как и любая система счисления пути ИНС имеет погрешности, вызванные, с одной стороны, неточной установкой начальных координат, а с другой, – неточным измерением параметров движения. Как и у любой системы счисления погрешности определения координат возрастают на протяжении полета
Казалось бы, основной причиной неточности ИНС должны быть погрешности измерения акселерометрами ускорений. Но, как уже отмечалось, современные акселерометры достаточно точны и вовсе не они являются основной проблемой. В традиционных ИНС наибольший вклад в общую погрешность вносит собственный уход гироскопов, стабилизирующих платформу. Этот уход гораздо меньше собственного ухода гироскопических курсовых приборов и составляет доли градуса в час, однако и это приводит к существенным погрешностям. Ведь в результате такого ухода оси акселерометров оказываются неточно направленными по осям системы координат (по меридиану и параллели), и измеренные ускорения не соответствуют фактическим ускорениям по этим направлениям. Чем дольше длится полет, тем больше уходит гироплатформа, тем больше погрешности измерения ускорений, а, следовательно, и скоростей, и координат.
Но у погрешностей ИНС, в отличие от других систем счисления, есть характерная интересная особенность
– погрешности возрастают неравномерно. Рассмотрим, почему это происходит.
Допустим, что при горизонтировании гироплатформа была выставлена неточно и составляла угол ν к плоскости горизонта (рис. 8.22).
Рис.8.22. Погрешность из-за неточного горизонтирования
В этом случае вместо фактического ускорения a будет измерена его проекция на ось акселерометра a
изм
. Следовательно, ускорение будет измерено с погрешностью Δa=a
изм
− a.
Из-за этой погрешности после интегрирования измеренного ускорения с погрешностью ΔW будет рассчитана скорость, а после интегрирования скорости и пройденное расстояние будет рассчитано с погрешностью ΔS.
Но ведь с помощью этого расстояния, как было показано, определяется угол θ, на который необходимо довернуть гироплатформу для приведения ее

287 в правильное положение. Следовательно, и этот угол будет рассчитан неточно, платформа будет повернута не на тот угол, на который необходимо.
Угол ν, под которым первоначально гироплатформа была наклонена к горизонту, изменится. Соответственно изменится и погрешность измерения ускорения, расчета скорости, пройденного расстояния, что снова приведет к изменению угла установки платформы ν. Получается замкнутый круг, в котором изменение всех величин взаимосвязано.
Процесс изменения в полете угла ν может быть описан дифференциальным уравнением, которое здесь не приводится. Решением этого уравнения является периодическая синусоидальная функция. Это означает, что наклон гироплатформы к горизонту будет в процессе полета меняться по синусоиде, то есть становиться то больше, то меньше. Период этой функции составляет T
ш
=84,4 минуты и называется периодом Шулера в честь немецкого инженера Максимиллиана Шулера (1882-1972). Величина периода Шулера является константой для нашей планеты, поскольку она зависит только от радиуса Земли и ускорения свободного падения g. Если представить себе маятник с нитью длиной, равной радиусу Земли, то он имел бы период колебаний T
ш
. Такой же период обращения имел бы искусственный спутник Земли, если бы его удалось пустить на нулевой высоте над самой поверхностью планеты. На самом деле это сделать, конечно, невозможно из-за наличия атмосферы.
С таким же периодом Шулера, с которым меняется угол наклона гироплатформы, будут изменяться и погрешности измерения ускорений, скоростей, расстояний. Таким образом, погрешности будут возрастать из-за ухода гироскопов, но также иметь и периодическую составляющую (рис.
8.23).
Рис. 8.23. Период Шулера
Вследствие возрастания погрешностей инерциальные системы, как и любые системы счисления пути, требуют периодической коррекции счисленных координат с помощью более точных технических средств.
У современных
ИНС средняя квадратическая погрешность определения координат составляет 3-4 морских мили за 10-11 ч полета (без коррекции).

288
8.8. Бесплатформенные инерциальные навигационные системы
На протяжении многих десятилетий усилия инженеров, разрабатывавших традиционные ИНС, были направлены на уменьшение собственного ухода гироскопов, удерживающих гироплатформу в заданном положении. Непрерывное совершенствование конструкции, меры по уменьшению трения в осях кардановых подвесов и даже изобретение новых видов гироскопов (ядерных, с жидкостным ротором и др.) делали ИНС все дороже и сложнее, но не приводили к существенному повышению их точности.
В начале 60-х годов был изобретен принцип работы так называемых
лазерных гироскопов, широкое внедрение которых (спустя 20-30 лет) позволило решить многие проблемы. «Лазерный гироскоп» − не корректное название, поскольку это устройство вовсе не является гироскопом, в нем нет быстровращающихся частей. Называется он так только потому, что предназначен для решения той же задачи, для которой предназначен гироскоп в традиционной ИНС, – определения направлений в пространстве
(верх-низ, север-юг, восток-запад) независимо от углового положения ВС.
ИНС, основанные на использовании лазерных гироскопов, называют
бесплатформенными инерциальными системами (БИНС), поскольку в них отсутствует гироплатформа, которую необходимо удерживать в требуемом положении. Акселерометры в таких системах жестко закреплены на самолете и направлены по его строительным осям (вперед, вправо, вверх).
Кольцевой лазерный гироскоп представляет собой сложный квантовый оптико-механический прибор, включающий в себя лазер, систему зеркал и управляющие электронные системы.
Оптический квантовый генератор или лазер (англ. laser, сокр. от Light
Amplification by Stimulated Emission of Radiation − усиление света посредством вынужденного излучения), — это устройство, использующее квантовомеханический эффект вынужденного излучения для создания когерентного, монохроматического, поляризованного и узконаправленного потока излучения. В отличие от обычного источника света, излучающего обычно целый спектр частот, лазер излучает на строго определенной частоте.
Лазерный гироскоп называется кольцевым, поскольку луч в нем, отражаясь от зеркал, проходит по замкнутому контуру в форме квадрата или треугольника (рис. 8.24).

289
Рис. 8.24. Лазерный гироскоп
По кольцевому контуру проходят два луча лазера в противоположных направлениях навстречу друг другу. Если вся эта система лазера и зеркал неподвижна в инерциальной системе отсчета, то частоты обоих лучей, воспринимаемые детектором, будут одинаковы. Но если эта система будет вращаться вокруг оси, перпендикулярной плоскости траектории лучей, то измеряемые частоты лучей вследствие эффекта Доплера будут различаться, причем, тем сильнее, чем больше угловая скорость вращения. Таким образом, с помощью лазерного гироскопа можно измерить угловую скорость
вращения. В БИНС используется три таких лазерных гироскопа, измеряющих угловые скорости вращения вокруг трех перпендикулярных осей (рис. 8.25).
Рис. 8.25. Моноблок из трех взаимно перпендикулярных треугольных лазерных гироскопов

290
Поскольку в любой момент времени известна угловая скорость, то в любой момент можно рассчитать угол, на который повернулась система по сравнению с первоначальным положением. Ведь угловая скорость – производная (скорость изменения) угла поворота. Следовательно, сам угол можно определить путем интегрирования угловой скорости. Осуществляется как бы счисление угла поворота. Эту задачу непрерывно решает вычислитель
БИНС.
Если в начальный момент времени было известно, как направлены строительные оси ВС и ориентированные по ним акселерометры по отношению к земной системе координат (к горизонтальной плоскости, к направлению на север), то по рассчитанным углам поворота можно определить их ориентацию в любой текущий момент времени. Остается только пересчитать измеренные ускорения в связанную с Землей и повернутую относительно ВС прямоугольную систему координат. Таким образом, как и в традиционных ИНС, оказываются известными значения ускорений по направлениям север-юг, восток-запад, верх-низ.
Отсутствие в БИНС гироплатформы, вращающихся гироскопов и связанных с ними проблем позволило сделать это устройство более компактным (рис. 8.26). Дальнейшее совершенствование техники и технологии сделали БИНС и более дешевыми, и более точными. Достижение еще более высокой точности лазерных гироскопов сдерживается пока явлением «захвата лучей», то есть взаимодействием встречных лучей, которое приводит к рассеиванию света.
Вполне вероятно, что стремительное развитие научно-технического прогресса приведет к внедрению новых систем, основанных на пока не используемых в авиации принципах. Например, уже разработаны компактные датчики ускорений и вращений, основанные на применении электрически заряженной жидкости с ферромагнитными свойствами (рис.
8.27).
Рис. 8.26. Отечественный лазерный гироскоп КМ-11-1А
(фактический диаметр около 13 см)

291
Рис. 8.27. Датчик ускорений и углов поворота по трем осям
8.9. Характеристика ИНС, применяемых в гражданской авиации
История применения ИНС в гражданской авиации. История инерциальных систем для навигации началась во время второй мировой войны, когда в гитлеровской Германии под руководством Вернера Брауна для ракеты V-2 (фау два) было разработано инерциальное устройство наведения.
Многолетнее развитие инерциальных систем привело к их широкому использованию в системах вооружений, морской, воздушной, а затем и космической навигации. Одной из первых и в свое время наиболее распространенных за рубежом ИНС для гражданской авиации была система
Делко Карусель (Delco Carousel) компании Delco Electronics. Эта ИНС аналогового типа с гироплатформой позволяла определять основные параметры полета, программировать координаты ППМ и выполнять полет от одного из них к другому.
В настоящее время за рубежом ИНС для гражданской авиации выпускают различные фирмы, например, Northrop Grumman Corporation,
Honeywell и другие.
В СССР первой ИНС для гражданской авиации была система И-11. Это традиционная ИНС с гироплатформой и вычислителем аналогового типа.
Она устанавливалась в 70-е годы на самолетах Ил-62, чтобы обеспечивать перелет через Атлантический океан в Америку. Поскольку в океане нет наземных радиомаяков, в этом регионе системы счисления пути являются одним из основных средств навигации. Полеты в Северной Атлантике выполняются не по фиксированным воздушным трассам, а по меняющимся дважды в сутки линиям заданного пути, называемым треками. Конфигурация треков рассчитывается исходя из распределения ветра в этом регионе, а расстояние между параллельными треками
(норма бокового эшелонирования) составляет 111 км.

292
И-11 обладала невысокой точностью. За семь часов перелета через океан средняя квадратическая погрешность определения координат составляла 37 км, что слишком много даже при столь значительной норме бокового эшелонирования. Впоследствии для повышения надежности на борту стали устанавливать две одинаковые ИНС. Однако вследствие большого ухода эти ИНС показывали существенно различные координаты
МС и поэтому оставалось неясным, какие из них более правильные, где на самом деле находится самолет. Тогда стали устанавливать одновременно три инерциальные системы, что привело к существенному изменению ситуации.
Теперь, если все три системы показывают примерно одинаковые координаты, то их можно осреднить и получить более точное место самолета. Если же показания двух ИНС примерно совпадают, а третья система выдает существенно отличающиеся координаты (из-за большого ухода или частичного отказа), то ее данные для осреднения не используются.
Необходимо заметить, что такой подход, когда на борту устанавливаются три одинаковых комплекта ИНС, применяется по сей день и в современной отечественной и зарубежной навигации. Данные от всех трех систем обрабатываются бортовым вычислителем для получения более точной и надежной информации.
Отечественная техника совершенствовалась, и на смену И-11 пришла более точная И-11-1, а затем И-21, разработанные в Московском институте электромеханики и автоматики (МИЭА).
Из-за ограниченных возможностей платформенных ИНС велась работа и над бесплатформенными системами. В 1984-1991 гг. в МИЭА была разработана первая отечественная БИНС И-42-1С на лазерных гироскопах.
Точность определения координат этой системой характеризуется средней квадратической погрешностью в одну морскую милю (1,85 км) за час полета, что соответствует международным требованиям. И-42-1С входит в состав штатного навигационного оборудования самолетов Ил-96-300, Ту-204.
Однако лазерные гироскпы КМ-11-1А (разработка НПО «Полюс»), используемые в И-42-1С, уступали в два-три раза по габаритам и энергопотреблению аналогичным зарубежным гироскопам, поэтому в МИЭА был разработан собственный лазерный гироскоп ЛГ-1 и на его основе инерциальная система БИНС-85, которая может устанавливаться на отечественных перспективных самолетах (Ту-334 и других).
На самолетах Ил-96-300 и Ту-204 разрешено вместо И-42-1С использовать американскую БИНС LTN-90-100 производства фирмы Litton, которая в 2001 г. вошла в состав корпорации Northrop Grumman. Этим разрешением воспользовалась в частности авиакомпания «Аэрофлот-
Российские авиалинии».

перейти в каталог файлов