16. Инерциальные курсовертикали (назначение, состав, выполняемые функции, типы, характеристики).
Инерциальные курсовертикали типа ИКВ: обеспечивают определение составляющих путевой скорости, абсолютного вертикального ускорения, углов курса (гирополукомпасного, истинного, приведенного) крена и тангажа ЛА. Система ИКВ не определяет составляющих пройденного пути (второе интегрирование ускорений в ИКВ не производится).
Режимы работы. Системы типа ИКВ могут работать в одном из трех режимов: гирополукомпаса, магнитной коррекции и коррекции.
Управление ИКВ осуществляется с пульта управления. В пульте также формируется сигнал широтной коррекции.
Обеспечение невыбиваемости осуществляется путем помещения гиростабилизированной платформы в дополнительную раму крена.
Начальная выставка (настройка) происходит в два этапа:
ускоренного выхода гироплатформы в горизонт и азимут;
точного выхода гироплатформы в горизонт и азимут с одновременным запоминанием дрейфа гироплатформы по всем трем осям координат.
Этап ускоренного выхода предусматривает выставку гироплатформы в плоскость, параллельную плоскости основания курсовертикали, а в азимуте по одному из выбранных направлений: по магнитному меридиану, географическому меридиану или по заданному направлению от коррекционного механизма.
Этап точной выставки (ТВ) предусматривает точное совмещение гироплатформы с акселерометрами и гироскопами с плоскостью истинного горизонта по сигналам акселерометров. При этом одновременно происходит запоминание дрейфов гироплатформы по крену и тангажу.
При выставке ИКВ в сокращенном режиме, настройки этапы ускоренного и точного выхода аналогичны, отличие заключается лишь в том, что дрейфы гироплатформы по крену и тангажу не запоминаются (при работе используются значения дрейфов, определенные ранее).
Системы ИКВ имеют магнитный корректор, состоящий из индукционного датчика и коррекционного механизма.
В полете инерциальная система выдает на указатели и потребители курс, крен, тангаж, сигнал вертикального ускорения, географические (при работе совместно с ЦВМ) и ортодромические координаты ЛА.
Контроль технического состояния комплексных навигационных систем, работающих обычно совместно с бортовой вычислительной машиной, осуществляется на борту ЛА с помощью встроенной в комплекс бортовой системы автоматического контроля.
Рассмотрим состав и принцип работы инерциальных курсовертикалей на базе ИКВ-1
Система ИКВ-1 состоит из:
гироинерциальной курсовертикали в которую входят:
курсовертикаль КВ-1;
блок коррекции БК-20 серия I;
блок усилителей гиродатчкка БУГ-14 серия I или БУГ-14 серия II;
пульт начальных данных ПНД-1;
магнитного корректора (МК), в который входят:
индукционный датчик ИД-6 серия I;
коррекционный механизм КМ-2 серия I;
Совместно с системой может поставляться рама амортизационная РА-5 серия I.
Принцип работы (кратко):
МК обеспечивает начальную выставку гироплатформы системы ГИКВ по магнитному или географическому меридиану при наземной подготовке системы и формирования гиромагнитного курса в полете.
Принцип работы ГИКВ заключается в измерении углов маневра самолета относительно гиростабилизированной платформы, удерживаемой в плоскости горизонта по сигналам интегральной коррекции, сформированных путем интегрирования горизонтальных составляющих абсолютного ускорения самолета, измеренных акселерометрами.
Гироплатформа представляет собой трехосный гиростабилизатор, выполненный на двух трехстепенных гироскопах.
Изделие 802 (ИКВ-72 + блок цифровых датчиков) предназначено для использования ПНК в качестве измерителей углов крена, тангажа, курса, горизонтальной и вертикальной скорости по осям x и y гироплатформы.
Изделие 802 имеет режим настройки (определения стояночного курса с помощью гирокомпасирования) и режим коррекции вертикали.
Погрешности:
влияние g на гироскоп;
необходимость выдерживания строго вертикального положения, чтобы выдержать горизонталь.
ТТХ изд. 802
Погрешность
за 1 час наблюдения
при работе цифровых интеграторов 0,2°/час
при работе аналоговых интеграторов 0,3°/час
Погрешность составляющих 5,6 м/сек
Погрешность выдержки вертикали 16 угловых мин
Классификация KB, ИКВ используемых на отечественных самолетах
|
Тип самолета |
МВЛ и БМС | |
|
Характ. отличия |
KB |
ИКВ |
|
СКТ и ГОСТ 18977, PTM1495 |
|
ИКВ-72 (изд. 802) |
|
ГОСТ 18977,РТМ 1495 с ДОП.3 |
СБКВ85 СБКВ92 |
|
Основные технические характеристики некоторых KB, ИКВ
|
Техн. характеристики |
СБКВ85 |
СБКВ92 |
ИКВ-72 |
|
угл. скорости, м/с |
|
|
|
|
лин. скорости % |
1% |
0,1 |
5,6 |
|
гиром. курса, ° |
|
2 |
0,3°/ч |
|
гироск. курса, ° |
0,7 |
1 |
0, 2°/ч |
|
крена, (°) тангажа " |
16'/ч |
0,5 |
0,5 |
|
Потреб. мощн., Вт |
100 |
100 |
100 |
|
Время гот., мин. |
5 |
5 |
10 |
|
Надежн., Тср.,ч. |
5000 |
5000 |
1000 |
|
Масса, кг |
21 |
14 |
4 |
Требования к средствам определения курса по АП-25
Средства определения курса при полете по ППП должны включать как минимум два датчика (гироскопического или стабилизированного курса); один датчик стабилизированного или магнитного курса, вычислитель курса, прибор или индикатор магнитного курса и автономный компас типа КИ.
В качестве основных индикаторов магнитного (приведенного) курса должны использоваться комплексные индикаторы навигационной обстановки (КИНО), либо индикация для 1-го и 2-го пилота. Индикация курса 1-му и 2-му пилоту должна осуществляться с помощью датчиков гироскопического или стабилизированного курса.
Для самолетов, летающих по МВЛ допустимо устанавливать 1 датчик гироскопического (стабилизационного) курса, но с условием, что обеспечивается надежность не менее 10-3.
17. Инерциальные и неинерциальные навигационные системы, платформенные и бесплатформенные (основное уравнение инерциальной навигации, учет дестабилизирующих факторов, начальная выставка, исходные параметры).
Инерциальные навигационные системы (ИНС) являются одним из основных элементов комплексных навигационных систем и служат для определения географических или условных координат положения ЛА на земной поверхности, составляющих путевой скорости в выбранной системе координат, курса ЛА, углов крена, тангажа и вертикального ускорения.
Определение координат ЛА с помощью ИНС производится двукратным интегрированием ускорений по осям выбранной системы координат.
Чувствительными элементами ИНС являются акселерометры и гироскопы. Акселерометры и гироскопы располагаются на общем основании, образуя гиростабилизированную платформу, которая помещается в систему подвеса, обеспечивающую независимость гироплатформы от эволюции ЛА. На гироплатформе может быть расположено два или три акселерометра и два трехстепенных или три двухстепенных гироскопа. К гироскопам гироплатформы прикладываются корректирующие моменты, пропорциональные интегралам от ускорений, благодаря чему размещенные на ней акселераторы постоянно занимают горизонтальное положение.
Рис 1. Упрощенная схема ИНС.
Интегрирование ускорения, измеряемого акселерометрами для определения скорости и пройденного пути, показано на примере движения объекта на плоскости (рис. 2).
Рис. 2 Платформа с акселерометром
Начальная выставка ИНС. Во время работы инерциальной системы платформа с расположенными на ней акселерометрами и гироскопами должна быть не только горизонтальной, но и занимать в азимуте вполне определенное положение. В то же время перед включением системы под ток гироплатформа может находиться в произвольном положении как в азимуте, так и в горизонте. С целью приведения гироплатформы в горизонтальное положение и в определенное положение в азимуте в ИНС предусмотрен режим начальной выставки или настройки.
Данная система верна для инерциальной системы геометрического типа. Также существуют геометрическо-аналитические системы, в которых акселерометры неподвижны, а гироскопы 2-х или 3-хстепенные.
Безинерциальные навигационные системы (БИНС) (Рис. 3) предназначены для измерения и выдачи потребителям параметров движения самолета, углов крена, угловых и линейных скоростей, перегрузок по всем осям, а также координат самолетовождения.
Для нормального функционирования система должна принимать информацию с навигационного вычислителя или ПУ: начальные географические координаты, а также от навигационного вычислителя или СВС Hабс, Vист и Vy.
В БИНС в качестве ЧЭ используют лазерные гироскопы (ЛГ) и чувствительные акселерометры, жестко связанные с корпусом самолета и ориентированных по осям OX, OY и OZ, с последующей обработкой сигналов, снимаемых с ЛГ угловых скоростей, линейных ускорений и вычислений выходных параметрах в ЦВУ, выполненных в виде отдельного конструктивного модуля.
БИНС разделена на цифровую и аналоговую электронную часть.
1. Цифровая электроника состоит из:
контура сигналов (КС);
навигационного вычислителя (НВ);
устройства последовательного обмена (УПО);
устройства мультиплексного обмена (УМО).
2. Аналоговая электроника выполняет функции стабилизации и обработки, в результате которых выходные сигналы ЛГ и акселерометров сводятся к сигналам, приемлемым для цифровой части.
Стабилизация параметра (СП) представляет величину тока ЛГ в активном промежутке, в котором сигнал из СП поступает в пьезокерамику, изменяя длину следования лазерного луча.
В зависимости от температуры T1 …. T5 блока лазерного гироскопа измерения проводят в 5-ти точках.
Рис 3. Упрощенная структура БИНС.
Образуется интерференция: чем больше ω, тем больше полос. Фотодиод «считает» количество полос:
Уравнение работы ЛГ.
– угловая
скорость вращения Земли;
– угловая
скорость вращения платформы (самолета);
Погрешности ИНС и БИНС:
влияние g на гироскоп;
необходимость выдерживания строго вертикального положения, чтобы выдержать горизонталь;
бесплатформенные (лазерные) гироскопы зависят от температуры окружающего воздуха, которая влияет на длину пробега луча.