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

Параметры, определяемые с помощью ИНС.Инерциальные системы предназначены для определения координат места самолета. Но в процессе их определения можно получить значения многих других параметров,

293 необходимых для навигации. Перечислим основные из этих параметров и рассмотрим, каким образом они могут быть получены.
1. Курс, крен и тангаж. Это параметры, определяющие угловое положение самолета относительно трех осей. В традиционных ИНС гироплатформа стабилизирована по меридиану и в горизонтальной плоскости, поэтому не составляет труда определить угловое положение ВС относительно гироплатформы, то есть три перечисленных параметра. В бесплатформенных системах эти параметры рассчитываются путем интегрирования угловых скоростей.
ИНС непосредственно измеряет истинный курс, то есть курс относительно текущего географического меридиана. Но, поскольку текущие счисленные координаты всегда известны, вычислитель ИНС (или центральный вычислитель навигационного комплекса самолета) может рассчитать и ортодромический курс относительно любого опорного направления.
В памяти современных ИНС хранится модель магнитного поля Земли, с помощью которой вычислитель может рассчитать магнитное склонение в точке расположения самолета. Тогда система может определить и магнитный курс, вычтя магнитное склонение из измеренного истинного курса.
У современных БИНС погрешности определения крена и тангажа составляют 0,05-0,1°, а истинного курса около 0,4°. Погрешность определения магнитного курса зависит еще и от точности модели магнитного поля и составляет порядка 1-1,5°.
2. Угловые скорости изменения курса, крена, тангажа. В бесплатформенных системах эти параметры непосредственно измеряются лазерными гироскопами (с погрешностью порядка 0,1º в секунду), а в традиционных ИНС при необходимости могут быть получены расчетным путем.
3. Ускорения самолета по трем перпендикулярным осям. В традиционных ИНС ускорения измеряются по осям земной системы координат (на север, на восток, вверх), а в БИНС – по строительным осям ВС
(вперед, вправо, вверх) и затем пересчитываются в земную систему координат. Значения ускорений нигде не индицируются, а только используются для дальнейших расчетов.
4. Скорости перемещения ВС по трем осям земной системы
координат: на север W
N
, на восток W
E
, вверх W
верт
. Разумеется, скорости, как и ускорения могут быть фактически быть направлены и на юг, запад, вниз – это отразится в знаке перечисленных скоростей. Погрешности определения горизонтальных составляющих скорости составляют единицы километров в час, а вертикальной скорости порядка 0,2 м/с.
5. Путевая скорость W. Поскольку составляющие путевой скорости известны, то и путевая скорость (рис. 8.28) может быть определена по формуле:

294
2
E
2
N
W
W
W


6. Фактический путевой угол β
Ф
. Фактический истинный путевой угол
(см. рис. 8.28), может быть определен по формуле:
W
W
arcsin
W
W
arctg
E
N
E
Ф



Путем вычитания магнитного склонения может быть получен и магнитный путевой угол.
7. Угол сноса α. Поскольку фактический путевой угол β
Ф
и курс γ известны, то в соответствии с навигационным треугольником скоростей
α= β
Ф
– γ.
8. Географические координаты места самолета. В простейшем случае, если принять Землю за сферу, то по составляющим путевой скорости могут быть рассчитаны сферические широта φ и долгота λ места самолета по формулам (8.6). В вычислителе может быть запрограммирован алгоритм учета поправок в координаты за счет сжатия Земли или алгоритм расчета координат на поверхности земного эллипсоида. Возможно, в этом и нет особой необходимости. Ведь требуемая международными документами точность определения счисленных координат с помощью ИНС, которая и реализована в современных системах, составляет 1 морскую милю (1,852 км) за час полета, а поправки за счет сжатия Земли имеют гораздо меньшую величину.
Рис. 8.28. К определению W и ФПУ
9. Высота полета. Высота является третьей пространственной координатой и, как и горизонтальные координаты (φ и λ), может быть

295 рассчитана с помощью ускорения, измеряемого вертикальным акселерометром. Полученная таким образом высота, называемая иногда инерциальной высотой, имеет такой же порядок точности как и горизонтальные координаты. Разумеется, для высоты это совершенно неудовлетворительная точность и поэтому инерциальная высота пока не используется в навигации ни для эшелонирования, ни для предотвращения столкновений с препятствиями. Но она может использоваться в алгоритмах работы самой ИНС. Например, для расчета радиуса Земли с учетом высоты полета, необходимого для определения положения текущей горизонтальной плоскости.
Можно видеть, что перечисленный список определяемых ИНС параметров включает в себя почти все величины, необходимые для навигации. Тем не менее, ИНС самостоятельно не может определить, например, скорость и направление ветра, поскольку для этого необходимо знать еще и истинную воздушную скорость, которую система не измеряет.
Для расширения возможностей современных ИНС на вход их вычислителей подается информация от других бортовых систем. Например, от системы воздушных сигналов может поступать истинная воздушная скорость и барометрическая высота. В этом случае возможно и определение ветра.
Вычислитель, входящий в состав ИНС, предназначен для решения своих специфических задач: определения счисленных координат и других параметров. Он имеет и необходимую для своей работы память. Но почему бы не «загрузить» этот вычислитель и память дополнительными функциями, полезными для навигации?
Даже первые образцы используемых в гражданской авиации ИНС имели возможность ввести в память географические координаты нескольких
ППМ. Тогда появляется возможность определения еще целого ряда параметров. Например, следующих:
- заданного путевого угла и длины участка маршрута. Поскольку координаты начального и конечного ППМ каждого участка маршрута известны, можно математически рассчитать длину и направление ортодромической ЛЗП;
- линейного бокового уклонения и оставшегося до ППМ расстояния.
Эта задача тоже решается чисто математически, поскольку координаты ВС и
ППМ участка известны;
- оставшегося времени полета до ППМ и гринвичского времени его
пролета;
- поправки в фактический путевой угол для выхода в ППМ, а также других параметров. Разумеется, не во всех ИНС эти функции реализованы в полном объеме. В них нет необходимости, если эти же задачи решает центральный вычислитель навигационного комплекса, в который входит ИНС как один из датчиков.

296
Основные сведения о составе ИНС. Конструктивно ИНС состоит из нескольких блоков.
1. Инерциальный блок (Inertial Reference Unit, IRU), который в БИНС содержит лазерные гироскопы и акселерометры, а в традиционных ИНС гироплатформу (рис. 8.29). Таких блоков может быть два или три, а поступающая от них информация обрабатывается совместно. В состав блока могут входить и микропроцессоры, выполняющие необходимые вычисления
(интегрирование ускорений и т.д.).
2. Блок выбора режима работы (Mode Selector Unit, MSU). С его помощью можно включить различные режимы: навигации, выставки системы и др.
3. Пульт управления и индикации (Inertial Sensor Display Unit, ISDU). С помощью этого блока пилот может информацию об измеренных системой параметрах, а также ввести в систему необходимые данные (например, начальные координаты).
Рис. 8.29. Инерциальный блок (IRU) системы LTN-90-100
Пульты управления и индикации различных типов ИНС, как отечественных, так и зарубежных, обычно очень похожи (рис. 8.30). В верхней части пульта располагается двухстрочный индикатор, где могут отображаться два выбранных пилотом параметра. Выбор параметров осуществляется галетным переключателем (слева внизу), каждое положение которого соответствует паре параметров. Например, текущая широта и долгота, фактический путевой угол и путевая скорость и т.д.

297
Рис. 8.30. Пульты управления и индикации
LTN-90-100 (США) и И-11 (СССР)
Справа находится наборное поле (клавиши с цифрами) для ввода в систему необходимых данных, при этом они отображаются на индикаторе.
На пульте И-11 (см. рис. 8.30) можно запрограммировать координаты девяти поворотных пунктов маршрута. Номер вводимого ППМ устанавливается отдельным переключателем. Соответственно появляется возможность вызвать на двустрочный индикатор ряд дополнительных параметров: линейное боковое уклонение и оставшееся расстояние, составляющие путевой скорости и другие. Имеется также дополнительный индикатор из двух знаков, показывающий номера ППМ, «на» и «от» которых выполняется полет. Можно изменить маршрут, например, пропустить очередной ППМ, нажав специальную клавишу.
Комплексирование ИНС с другим навигационным оборудованием.
ИНС может использоваться на борту ВС не только как отдельно стоящая навигационная система, но и входить в состав пилотажно-навигационного комплекса или комплексироваться
(объединяться) с другими навигационными системами.
Если ИНС комплексируется в навигационный комплекс, то она может и не иметь отдельного пульта управления и индикации, а выступать просто в роли датчика навигационной информации, данные от которого поступают в вычислитель комплекса (в зарубежных комплексах в FMC – Flight
Management Computer). Такую инерциальную систему за рубежом чаще называют не INS (Inertial Navigation System), а IRS (Inertial Reference System).
Впрочем, часто обе эти аббревиатуры используют как равнозначные.
Центральный вычислитель комплекса совместно обрабатывает данные от различных бортовых навигационных систем, в том числе и от трех инерциальных, выдавая осредненную более точную и проверенную информацию экипажу и в систему управления полетом. Конечно, экипаж может вызвать на дисплей центрального вычислителя и информацию от каждой отдельной ИНС.

298
Часто ИНС объединяется в единую систему с приемником спутниковой навигационной системы (СНС). При этом используются достоинства каждого из этих двух датчиков информации, а их недостатки взаимно компенсируются. Например, определение координат осуществляется в полете с помощью СНС, а при временном прекращении поступления информации от спутников, ведется инерциальное счисление пути, начиная от последнего, полученного по спутникам места самолета.
К таким системам относится, например, отечественная интегрированная навигационная система НСИ-2000 разработки ЗАО
«Лазекс» (рис. 8.31).
Рис. 8.31. Пульт управления и индикации НСИ-2000
При использовании спутниковой информации погрешность определения МС не превышает 100 м, а в режиме инерциального счисления
10 км за час (для НСИ-2000МТ 5 км за час). Система построена с использованием лазерного гироскопа ЛГК-200 с четырехзеркальным резонатором и периметром 200 мм. НСИ-2000 имеет связь и с другими бортовыми устройствами: системой воздушных сигналов, системой предупреждения столкновений, системой электронной индикации и т.д.
Вычислитель использует самые современные алгоритмы обработки информации (фильтр Калмана), повышающие точность и достоверность выдаваемых данных.
В России разработаны и другие интегрированные инерциально- спутниковые системы, например, БИНС-500 научно-производственного объединения «Оптолинк», БИНС-Тек производства ООО «ТеКнол», БИНС-
И90 производства МИЭА.

299
Редактор и корректор Л.А.Лупанова
Подписано к печати 13.02.2013. Формат бумаги 60х90 1/16
Тираж 500. Уч.-изд.л. 18,75. Усл.печ.л. 18,75. С 8. Заказ 362.
Тип.Университета ГА. 196210. С.-Петербург, ул.Пилотов, д.38

300

1   ...   21   22   23   24   25   26   27   28   29