7.3. Классификация инс

Различают платформенные (когда измерительные акселерометры установлены на стабилизированной в плоскости горизонта платформе) и бесплатформенные инерциальные системы. В последних акселерометры установлены на корпусе самолета, измеренные ускорения преобразуются в необходимую систему координат.

В платформенных ИНС взаимная связь блока измерителей ускорений и гироскопический устройств, обеспечивающих ориентацию акселерометров в пространстве, определяет тип инерциальной системы. Известны три основных типа инерциальных систем.

1. Инерциальная система геометрического типа имеет две платформы. Одна платформа с гироскопами ориентирована и стабилизирована в инерциальном пространстве, а вторая с акселерометрами – относительно плоскости горизонта. Координаты самолета определяются в вычислителе с использованием данных о взаимном расположении платформ.

2. 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 относительно гироскопов и акселерометров.

3. Полуаналитическая система имеет платформу, которая непрерывно стабилизируется по местному горизонту. На платформе имеются гироскопы и акселерометры. Координаты самолета определяются в вычислителе, расположенном вне платформы.

7.4. Инерциальная система типа и-11

Инерциальная система является системой навигации и предназначена для решения задач самолетовождения. Система обеспечивает:

– автономное и совместно с САУ выполнение полета по маршруту в соответствии с программой, введенной в нее перед полетом или в полете;

– непрерывное автоматическое определение и индикацию текущего МС в географической и ортодромической системах координат;

– формирование и индикацию заданного путевого угла и бокового уклонения от линии заданного пути для обеспечения автоматического самолетовождения в горизонтальной плоскости;

– формирование и индикацию путевой скорости и угла сноса;

– определение и индикацию времени полета и оставшегося расстояния до очередного промежуточного пункта маршрута, географические координаты которого введены в систему;

– вычисление и индикацию текущих значений путевого угла и истинного курса самолета;

– вычисление и индикацию направления и скорости ветра;

– ручную коррекцию частноортодромических координат места самолета;

– индикацию географических координат и номеров промежуточных пунктов маршрута, введенных в систему;

– индикацию в цифровой форме показателей готовности системы к работе, сигналов компенсации уходов гироскопов и составляющих путевой скорости.

Заданный и текущий путевые углы вычисляются относительно географического меридиана исходного пункта маршрута текущей ортодромии. Истинный курс самолета вычисляется относительно географического меридиана фактического места самолета. При определении параметров ветра входным сигналом для системы является сигнал о воздушной скорости из системы воздушных сигналов.

Принцип действия инерциальной системы основан на измерении ускорений и их двойном интегрировании. Таким образом, в инерциальной системе решаются основные уравнения инерциальной навигации:

, , (7.8)

где ,– географическая широта и долгота,,– ускорения ЛА в направлении Север–Юг, Восток–Запад.

Измерение ускорений самолета осуществляется маятниковыми акселерометрами и взаимно перпендикулярными осями измерения (рис. 7.4). Для обеспечения акселерометрам независимости от угловых перемещений самолета и удержания осей измерения акселерометров в фиксированных направлениях относительно Земли используется четырехрамочная, трехстепенная невомущаемая гиростабилизированная с помощью двух трехстепенных гироскопов платформа с периодом собственных колебаний =84,4 мин. Ось вращения наружной креновой рамы 1 совпадает с продольной осью самолета. Рама необходима для обеспечения работоспособности платформы при любом положении самолета. Рамы 2 и 3 образуют карданов подвес, на оси курсакоторого закреплено стабилизированное основание 4 – платформа с установленными на ней тремя акселерометрами,,, измеряющими ускорения по взаимно перпендикулярным осям. Акселерометрыииспользуются для решения навигационной задачи, аслужит только для выдачи сигнала, пропорционального вертикальному ускорению.

Рис. 7.4. Кинематическая схема инерциальной системы И-11:

,,– акселерометры; ДУ – датчик угла;,,– двигатели

На платформе 4 закреплены трехстепенные гироскопы 5 с взаимно перпендикулярными кинетическими моментами и. На осях карданового подвеса гироскопов имеются датчики угла и моментов. Платформа 4 стабилизируется в плоскости горизонта с помощью следящих систем, разворачивающих платформу вокруг оси тангажаи оси крена. По каждой из этих осей моделируется плоский маятник Шулера.

Для обеспечения навигации в любой точке земного шара в системе выбран способ ориентации платформы в азимуте, идентичный реализованному в гирополукомпасе ГПК-52. Это облегчает работы системы относительно частноортодромической системы координат.

В схеме И-11 (рис. 7.5) сигналы ускорений и, измеренные акселерометрамии, поступают в блок автоматики (БА), где преобразуются в импульсные сигналыии поступают на аналого-цифровой блок связи (АЦБС) цифрового вычислительного комплекса (ЦВК). Импульсы, также поступающие на АЦБС, формируются в блоке БА по сигналу с датчика угла, имеющегося на оси курсаплатформы. Блок АЦБС, в свою очередь, выдает сигналы, которые обратным порядком через БА поступают на датчики моментов гироскопов. Гироскопы прецессируют, и с их датчиков углов сигналы поступают в блок электроники БЭ, где формируются сигналы управления платформой для двигателей,,.

Рис. 7.5. Упрощенная структурная схема системы И-11

Таким образом, в ЦВК по сигналам ,,, а также по данным о стояночной географической широтеи долготесамолета, данным о промежуточных пунктах маршрута ППМ, поступающим с устройства ввода и индикации (УВИ), вырабатываются команды на ориентацию платформы, ведется расчет текущих навигационных параметров: широты; долготы; путевой скорости; северной и восточной составляющей путевой скорости,; угла сноса УС; истинного курса ИК; заданного путевого угла ЗПУ; текущего путевого угла ПУ; бокового отклонения от заданного маршрута; оставшегося расстояния и времени полетаидо очередного ППМ; скорости и направления ветраи.

Погрешность определения текущих географических координат за 7 ч работы системы составляет по боковому отклонению 37 км, по дальности 46 км.

В системе И-11 предусмотрены следующие режимы работы: «Обогрев», «Выставка», «Навигация», «Контроль» и «Курсовертикаль».

Режим «Обогрев» предназначен для создания необходимых температурных условий работы элементов системы.

Режим «Выставка» необходим для ориентации платформы в плоскости горизонта и определения истинного курса. В этом режиме осуществляется вначале грубое электромеханическое арретирование осей платформы с соотвествующими осями самолета, а затем точное горизонтирование платформы с помощью акселерометров, гироскопов и двигателей по осям платформы по замкнутой схеме с механической обратной связью. Если платформа не горизонтальна, то акселерометры измеряют в этом случае ускорение силы тяжести и по этому сигналу платформа горизонтируется.

Определение истинного курса – гирокомпасирование – это автономное аналитическое определение истинного курса самолета на стоянке. Оно производится в ЦВК. При гирокомпасировании используются проекции горизонтальной составляющей скорости вращения Земли на оси платформы, которые зависят от истинного курса. Поскольку используется скорость вращения Земли, для гирокомпасирования требуется некоторое время.

При гирокомпасировании осуществляется процесс, называемый балансировкой. Это вычисление и запоминание ухода платформы по осям и, вызываемого в основном уходом гироскопов, с целью их компенсации в полете и повышения точности работы системы.

Точное определение уходов платформы возможно только при двух пространственных положениях платформы в азимуте, отличающихся друг от друга на 90°. Этот процесс является более длительным. Он называется двойным гирокомпасированием и осуществляется не перед каждым полетом. Все этапы режима «Выставка» сопровождаются индикацией на УВИ в цифровой форме показателя готовности системы.

Режим «Навигация» предназначен для использования системы в полете. Вычислитель определяет параметры, указанные выше.

Режим «Контроль» обеспечивает контроль правильной работы системы в целом. При неисправностях выдается команда «Отказ системы» и происходит запоминание места отказа.

Кроме того, при контроле на земле осуществляется проверка точности характеристик системы. Для этого производится выставка системы и имитируется полет при некоторой вводимой в ЦВК относительной скорости полета. Вычисляемые при этом навигационные параметры ине должны превышать пороговых значений, которые рассчитываются из условия воздействия на систему инструментальных погрешностей на уровне 3. Если контролируемые параметры выходят за пределы пороговых значений, то выдается команда «Неисправность», что означает работоспособность системы при неудовлетворительной точности определения навигационных параметров.

Режим «Курсовертикаль» используется в том случае, когда время на подготовку к полету меньше времени готовности системы и не требуется получения от системы навигационных параметров. Система при отказе вычислителя автоматически переходит в режим «Курсовертикаль», в котором предусмотрена выдача только сигналов крена и тангажа самолета.