Вопрос № 1. Назначение, области применения и типы инерциальных систем навигации

Содержание группового занятия

Введение

Инерциальная навигационная система (ИНС) — автономное устройство, предназначенное для определения координат ВС методом счисления пути и вычисления ряда других навигационных элементов полета. Принцип действия основан на измерении возникающих при движении ВС абсолютных ускорений в инерциальном (мировом) пространстве с помощью акселерометров (АМ), являющихся одним из чувствительных элементов ИНС а с использованием составляющих путевой скорости — путевой угол, курс полета, угол сноса, направление и скорость ветра и др.

Вопрос № 1. Назначение, области применения и типы инерциальных систем навигации

Инерциальные навигационные системы (ИНС) предназначены для определения координат местоположения, скорости, ускорения, углов крена, тангажа и курса летательного аппарата. К числу основных преимуществ ИНС по сравнению с другими навигационными системами относятся: автономность, помехозащищенность, неограниченная область применения и широкий диапазон измерения навигационных параметров. По принципу действия инерциальные системы являются системами счисления пути.

Основной первичной информацией в ИНС служат составляющие ускорения центра масс летательного аппарата под действием активных негравитационных сил:

где, - абсолютное ускорение объекта;

- гравитационное ускорение.

При известном векторе и измеренном с помощью акселерометров векторе находится вектор абсолютного ускорения .

Интегрирование составляющих с учетом начальных условий, ориентации блока акселерометров и осей навигационной системы координат дает возможность определить скорость и место летательного аппарата.

По способу учета гравитационного ускорения ИНС делятся на замкнутые и разомкнутые. В замкнутых системах определение составляющих вектора осуществляется по выходным данным самой системы; в разомкнутых по априорным данным о зависимости величин этих составляющих от местоположения объекта на расчетной траектории.

Область применения разомкнутых ИНС ограничена тем, что их ошибки накапливаются во времени значительно быстрее, чем у замкнутых и существенно зависят от того, насколько точно совпадают фактическая и расчетная траектории. Все без исключения ИНС, применяемые в авиации, являются замкнутыми. Разомкнутые ИНС применяются в основном на баллистических ракетах.

Любая инерциальная навигационная система должна включать в себя:

- блок акселерометров, измеряющих составляющие вектора ускорения движения центра масс летательного аппарата под действием активных сил в заданной системе координат x y z;

- датчики угловой ориентации, моделирующие навигационную систему координат или определяющие угловую скорость ее вращения;

- вычислитель навигационной информации;

- задатчики исходных данных.

По способу размещения первых двух устройств на борту летательного аппарата ИНС подразделяются на платформенные и бесплатформенные. В платформенных ИНС, получивших наибольшее распространение, блок акселерометров крепится непосредственно к гироблоку (гиростабилизированной платформе) либо изменяет ориентацию относительно него по сигналам вычислителя соответственно изменению координат. Таким образом, гироблок непосредственно задает положение осей навигационной системы координат либо определяет это положение совместно с вычислительным устройством.

В зависимости от особенностей связи гироблока и блока акселерометров платформенные ИНС, в свою очередь, делятся на три типа:

1. Геометрические системы, у которых блок гироскопов неподвижен в инерциальном пространстве, а блок акселерометров ориентирован в географической системе координат. В ИНС этого типа все навигационные параметры могут быть непосредственно измерены, однако система имеет сложную кинематику (пятирамный карданов подвес)

2. Аналитические системы, у которых гиростабилизированная платформа и блок акселерометров жестко связаны и неподвижны в инерциальном пространстве. Все навигационные параметры в этих системах, включая углы крена, тангажа и курса, не измеряются, а вычисляются, что ограничивает область применения этих систем в авиации.

3. Полуаналитические системы с горизонтируемыми платформами. В этих системах параметры, характеризующие угловое положение летательного аппарата в пространстве, измеряются, а скорость и координаты вычисляются.

Применение горизонтируемых платформ позволяет исключить необходимость учета составляющих вектора ускорения силы тяжести. Действительно, установив на горизонтальной платформе (рис.1) два акселерометра, измерительные оси которых взаимно перпендикулярны и ориентированы вдоль осей О_х и О_у платформы, будем иметь

g_x=0, g_y=0

Рис. 1. Установка двух акселерометров на гироплатформе

Если платформа установлена в горизонте неточно, например развернута на угол α вокруг оси О_у и на угол β вокруг оси Ох, то в измерение составляющих вектора будет вноситься ошибка

По требованиям точности ИНС ошибка в горизонтировании платформы не должна превышать нескольких угловых минут. Реализовать такое требование с помощью системы маятниковой коррекции не представляется возможным. Поэтому в ИНС для горизонтирования платформы применяется интегральная коррекция, обеспечивающая необходимую точность. Принцип действия интегральной коррекции рассмотрим на примере одноосного гиростабилизатора (рис. 2).

Рис. 2. Принцип интегральной коррекции

Пусть платформа с акселерометром Ах выставлена в начальный момент времени t_o горизонтально (точнее говоря, нормально вектору ) в точке А. При перемещении платформы над поверхностью Земли в направлении оси O_x из точки А в точку В с абсолютной скоростью V_x(t) вертикаль повернется на угол α_B. Чтобы платформа осталась в горизонтальном положении, ее необходимо развернуть на угол α_ПЛ, такой, чтобы для любого момента времени t выполнялось равенство:

или

где, R - радиус Земли,

Если управлять разворотом платформы за счет прецессии гироскопа Г, то необходимо обеспечить скорость его прецессии равную скорости поворота платформы:

Для скорости прецессии гироскопа справедливо соотношение

где М_K(t) - коррекционный момент, прикладываемый к гироскопу для обеспечения его прецессии; H - кинетический момент гироскопа. Для выполнения равенства (9.9) необходимо, чтобы коррекционный момент был пропорционален скорости перемещения платформы, т.е.

М_K(t)=kV_x(t) (9.11)

где k - некоторая постоянная величина, характеризующая коэффи­циенты усиления системы. Подставляя в (9.10) соотношения (9.8) и (9.11), получим условие выполнения (9.9):

K/H = 1/R (9.12)

которое называется условием невозмущаемости гировертикали.

Вывод: инерциальные навигационные системы предназначены для решения задач навигации независимо от возможности её обеспечения от наземных источников информации.