10.2. Типы инерциальных систем

Инерциальная система навигации состоит, как правило, из следующих групп элементов:

1. устройства для определения вертикали места;

2. устройства для измерения и интегрирования ускорений;

3. счетно-решающей части и указывающих приборов.

Взаимная связь блока измерителей ускорений и гироскопиче­ских устройств, обеспечивающих ориентацию акселерометров в пространстве, определяет тип инерциальной системы. Известно три основных типа инерциальных систем.

Рис. 10.3. Принципиальная схема инерциальной системы на­вигации:

1, 6, 12—двигатели; 2, 14—акселерометры; 3—платформа; 4, 9, 16, 17— интеграторы; 5, 11—датчики угла; 7, 13—датчики моментов; 8—счетно-решающий блок; 10, 15—индикаторы

1. Инерциальная система геометрического типа. В этих систе­мах блок гироскопов ориентируется и стабилизируется в инерциальном пространстве, а платформа с акселерометрами ориентиру­ется в горизонтальной плоскости и следит за положением местной вертикали. Координаты места движущегося объекта получаются измерением углов между платформой с акселерометрами и бло­ком гироскопов.

2. В инерциальной системе полуаналитического типа акселеро­метры и гироскопы находятся на одной платформе, причем прецес­сия гироскопов, а за ними и поворот платформы вызываются сиг­налами, снимаемыми с акселерометров. Координаты местоположе­ния объекта определяются в счетно-решающем устройстве, распо­ложенном вне платформы.

3. В инерциальных системах аналитического типа и акселеро­метры и гироскопы неподвижны в инерциальном пространстве. Координаты объекта получаются в счетно-решающем устройстве, в котором обрабатываются сигналы, снимаемые с акселерометров и устройств, определяющих поворот самого объекта относительна гироскопов и акселерометров.

Выбор типа инерциальной системы зависит от возможностей размещения инерциальной системы на движущемся объекте, си­стемы координат, в которой происходит счисление пути, наличия средств коррекции и средств начальной ориентации системы и т. д.

Рассмотрим одну из возможных принципиальных схем инер­циальной системы навигации второго типа (рис. 10.3).

Платформа 3 помещена в карданов подвес, внешняя ось кото­рого крепится к корпусу самолета. Двигатель 1 управляется от какой-либо курсовой системы, ориентируя ось Ох платформы по направлению Восток — Запад, а ось Oz — по направлению Се­вер — Юг. На платформе установлены акселерометры 2 и 14. Аксе­лерометр 2 всегда ориентирован по направлению Восток — Запад и измеряет горизонтальные ускорения самолета в этом направле­нии, акселерометр 14 — в направлении Север — Юг.

Ориентирование оси Оу по направлению местной вертикали осуществляется системой, куда входят: акселерометры 2 и 14, ин­теграторы 4 и 17, трехстепенные гироскопы с вертикальными ки­нетическими моментами Н₁ и Н₂, двигатели стабилизации 6 и 12. Параметры системы выбираются такими, чтобы они представляли собой невозмущаемую гировертикаль с периодом колебаний Т = 84,4 мин.

Ускорения, измеряемые акселерометрами, после однократного интегрирования управляют прецессией гироскопов через датчики моментов 1З и 7, а гироскопы через датчики углов 5 и 11 управля­ют стабилизирующими двигателями платформы 6 и 12.

Ускорения самолета, измеренные акселерометром 14 и проин­тегрированные в интеграторе 17, представляют собой путевую скорость по направлению Север — Юг. После второго интегрирова­ния в интеграторе 16 получают путь, пройденный самолетом в этом же направлении. Если известна начальная широта φ₀, то на указа­теле 15 система будет индицировать текущую географическую ши­роту места.

Сигнал, снимаемый с интегратора 4, пропорционален скорости полета самолета по направлению географической параллели, но в эту скорость входит и скорость вращения Земли, которая для текущей широты выражается зависимостью

V_з = ω_з Rcos φ (10.5)

где V₃ —линейная скорость вращения Земли; R — радиус Земли; φ — географическая широта.

В счетно-решающем блоке 8 решается уравнение (10.5) и уже в интегратор 9 поступает сигнал, пропорциональный скорости дви­жения самолета относительно Земли. После второго интегриро­вания и учета начальной долготы λ_о на индикатор 10 поступает значение текущей географической долготы места. Таким образом в инерциальной системе решаются основные уравнения инерциальной навигации:

(10.6)

где k₁, k₂, k₃ — коэффициенты пропорциональности; а_c-ю, а_в-з — ускорения самолета в направлении Север — Юг и Восток — За­пад соответственно.

Как и все измерительные устройства, инерциальные системы навигации подвержены ошибкам как методическим, так и инстру­ментальным. К методическим ошибкам относят ошибки, вызывае­мые ускорениями Кориолиса, несферичностью Земли и т. д., к ин­струментальным — ошибки элементов, составляющих систему, и ошибки начальной ориентации платформы. Однако точность сов­ременных инерциальных систем достаточно высока и составляет примерно 2 км за час полета; такой точностью обладают зарубеж­ные системы Литтон 51 и Литтон 104.

Инерциальные системы навигации находят все большее приме­нение в гражданской авиации, так как позволяют получать высо­кую точность при решении большого комплекса навигационных и пилотажных задач.