Структура и принцип работы инерциальной системы.

Инерциальные навигационные системы основаны на измерении ускорений ВС по трем осям системы координат и позволяют определять в полете большое количество различных навигационных параметров (принцип их работы более подробно рассмотрен в главе 7 данного учебного пособия). С точки зрения измерения курса инерциальные системы традиционного типа используют гироскопический принцип. В таких системах устройства для измерения ускорений – акселерометры − установлены на стабилизируемой с помощью точных гироскопов платформе, которая на протяжении всего полета сохраняет горизонтальное положение и сориентирована по меридиану. В этом случае не составляет проблемы измерить и отобразить на индикаторах угол между осью гироплатформы и продольной осью самолета, то есть курс.

Но в инерциальных системах нового поколения − бесплатформенных системах − курс определяется другим способом, что позволяет отнести его к отдельному принципу определения курса. В таких бесплатформенных системах непрерывно измеряется угловая скорость поворота ВС вокруг трех перпендикулярных осей, что позволяет в любой момент определить угол, на который повернута каждая ось (в том числе – продольная ось ВС) относительно первоначального положения. Поэтому, если в начальный момент времени курс был известен, то его можно расчетным путем определить и в любой последующий момент времени.

Независимо от принципа действия любой компас включает в себя чувствительный элемент и индикатор (указатель). Чувствительный элемент – это та часть компаса, которая непосредственно определяет направление начала отсчета курса. Индикатор предназначен для отображения измеренного курса и, как правило, представляет собой круговую шкалу, на которой напротив стрелки или специального индекса можно отсчитать курс.

Если чувствительный элемент и индикатор конструктивно совмещены, то такие компасы называют совмещенными. Разумеется, они размещаются в кабине экипажа, поскольку индикатор должен располагаться на приборной доске.

Если же индикатор находится в кабине экипажа, а чувствительный элемент в другом месте ВС, то компасы называют дистанционными. В настоящее время практически все курсовые приборы являются дистанционными.

 

 

Инерциальные навигационные системы (ИНС) основаны на измерении ускорений ВС по осям системы координат. Ускорения измеряются устройствами, называемыми акселерометрами. Принцип действия акселерометра основан на свойстве инерции. В упрощенном виде акселерометр представляет собой трубку с расположенным внутри нее грузом в виде шарика (рис. 8.15). Если трубка движется с ускорением, направленным по ее оси, то груз вследствие своей инерции смещается в сторону, противоположную ускорению. Смещение тем больше, чем больше ускорение. Если ускорение прекращается, пружина возвращает груз в нулевое положение. Таким образом, измеряя смещение, можно измерять ускорение.

Два акселерометра расположены в горизонтальной плоскости и ориентированы на север-юг и восток-запад. Они предназначены для измерения ускорений по этим направлениям. Третий расположен вертикально

Таким образом, как бы ни был ориентирован самолет в пространстве, то есть, какими бы ни были курс, крен и тангаж, для счисления пути должны использоваться ускорения в системе координат, жестко связанной с Землей. В зависимости от того, каким образом обеспечивается выполнение этого условия, ИНС можно разделить на две группы:

- основанные на использовании гироплатформы (будем их называть традиционными ИНС),

- бесплатформенные ИНС

Первыми в 40-е годы ХХ века были разработаны и на протяжении пятидесяти лет совершенствовались традиционные ИНС. В этих системах акселерометры установлены на основе, называемой гироплатформой. Гироплатформа на протяжении всего полета должна располагаться строго горизонтально и ориентирована по направлению меридиана. В этом случае акселерометры независимо от поворотов ВС всегда ориентированы по осям системы координат, связанной с Землей − один акселерометр ориентирован на север, второй на восток и третий вверх.

Гироплатформа удерживается в нужном положении с помощью гироскопов – в принципе таких же, которые рассматривались в главе о гироскопических курсовых приборах, но гораздо более точных, имеющих малый собственный уход.

В последней четверти прошлого века стали развиваться бесплатформенные ИНС, которые не совсем корректно называют системами на лазерных гироскопах. В этих системах акселерометры жестко закреплены на самолете, ориентированы по его строительным осям и, естественно, вращаются вместе с ним, измеряя ускорения вдоль осей самолета. Значения же ускорений по осям земной системы координат получаются расчетным путем.

15. Применение автоматических радиокомпасов для контроля пути по направлению и дальности, определения МС.

Полет от радиостанции в заданном направлении может быть выполнен в том случае, если она расположена на ЛЗП в ИПМ, ППМ или контрольном ориентире.

В этом случае полет осуществляется одним из следующих спо­собов:

с выходом на ЛЗП;

с выходом в КПМ (ППМ).

Пеленги, определяемые при полете от радиостанции, можно ис­пользовать для контроля пути по направлению.

При полете от радиостанции контроль пути по направлению осуществляется сравнением МПС с ЗМПУ. В результате этого сравнения определяется боковое уклонение самолета от ЛЗП. Ес­ли МПС=ЗМПУ или отличается не более чем на 2°, то самолет на­ходится на ЛЗП, если МПС больше ЗМПУ, то самолет находит­ся правее ЛЗП, а если меньше, — левее (рис. 13.1).

 

Боковое уклонение и фактический угол сноса определяются по формулам:

БУ = МПС - ЗМПУ; УС_ф = МПС - МК;

УС_ф = КУР - 180°.

Магнитный пеленг самолета

МПС = МК + КУР ± 180°.

В практике МПС определяется с помощью указателя курсовых углов по упрощенной формуле

МПС = МК ± α,

где α = КУР—180°. Знак плюс берется, если КУР>180°, знак ми­нус, если КУР<180°. При КУР=180° МПС=МК

Контроль пути по направлению при полете на радиостанцию осуществляется сравнением МПР с ЗМПУ. В результате этого сравнения определяется дополнительная поправка (ДП). Если МПР=ЗМПУ, то самолет находится на ЛЗП, если МПР меньше ЗМПУ, то самолет находится

 

 

Рис. 13.6. Контроль пути по направлению при полете на радиостанцию

 

правее ЛЗП, если больше, — левее ЛЗП (рис. 13.6).

Магнитный пеленг радиостанции

МПР = МК + КУР.

В практике полетов МПР определяется с помощью указателя курсовых углов по упрощенной формуле:

МПР = МК ± α.

Знак плюс берется, если α = КУР; т. е. радиостанция справа впереди, а знак минус, — если α = КУР—360°, т. е. радиостанция слева впереди (рис. 13.7).

Дополнительная поправка, боковое уклонение и фактический угол сноса определяются по формулам:

ДП = ЗМПУ — МПР;

БУ = S_ост/S_пр·ДП;

УС_ф = (±УС_р) + (±БУ)

Контроль пути по дальности заключается в определении прой­денного от КО или оставшегося до заданного пункта расстояния. С помощью боковых радиостанций эта задача решается следую­щими способами:

1) пеленгованием боковой радиостанции и прокладкой ИПС на карте;

2) выходом на предвычисленный КУР или МПР;

3) выходом на траверз боковой радиостанции.

Все способы применяются в том случае, когда самолет сле­дует по ЛЗП. Для повышения точности контроля пути боковые радиостанции необходимо выбирать на удалении не более 150 км от ЛЗП.

Для контроля пути по дальности пеленгованием боковой радиостанции и прокладкой ИПС на кар­те необходимо:

1) настроить радио­компас на выбранную бо­ковую радиостанцию, оп­ределить ИПС и заметить время пеленгования;

2) проложить получен­ный ИПС на бортовой карте от выбранной ра­диостанции (рис. 13.16). Линия пеленга укажет, На каком рубеже в момент пеленгования находился самолет.

Данный способ простой и обеспечивает достаточную точность контроля пути по дальности. Недостатком его является прокладка пеленга на карте, а это не всегда удобно.

Контроль пути по дальности выходом на предвычисленный КУР или МПР является наиболее простым и распространенным способом контроля пути по дальности и не требует прокладки пеленга на карте.

Предвычисленным называется заранее рассчитанный КУР для определения момента пролета контрольного ориентира, поворотного пункта маршрута или любой другой точки, лежащей на ЛЗП.

Для применения этого способа необходимо:

а) при подготовке к полету:

1. Во время подготовки карты наметить на ЛЗП точки конт­роля (КО, ППМ) и выбрать боковые радиостанции (рис. 13.17).

2. Для каждой намеченной точки измерить ИПР на выбран­ную радиостанцию и определить предвычисленный МПР по фор­муле

МПР_предв = ИПР — (±Δ_м).

3. Значения МПР_предв записать на бортовой карте.

б) в полете:  

1. Рассчитать предвычислительный КУР по формуле

КУР_предв = МПР_предв — MR.

2. За 3—5 мин до расчетного времени пролета данного ориен­тира настроить радиокомпас на выбранную радиостанцию и сле­дить за показанием стрелки указателя радиокомпаса.

3. В момент, когда стрелка покажет КУР == КУР_предв или ПМР = МПР_предв, самолет будет находиться над данным ориенти­ром.

 

Если выдерживаемый МК и МК, принятый для расчета КУР_предв, не равны между собой, то момент пролета данного ори­ентира определяется по КУР, исправленному на разность маг­нитных курсов. Если МК_факт больше МК_расч, то КУР_предв меньше расчетного на такую же величину и наоборот.

Недостатком способа является то, что контроль пути по даль­ности осуществляется только в момент пролета намеченной точки.

 

Определение места самолета по одной радиостанции двух­кратным пеленгованием и прокладкой пеленгов на карте. Для применения данного способа необходимо использовать боковые радиостанции, расположенные от ЛЗП до 150 км, аРВС — до 300 км.

Место самолета определяется в следующем порядке:

1. Настроить радиокомпас на выбранную радиостанцию, про­слушать позывной и убедиться в ее работе.

2. Отсчитать КУР₁ курс и время. Записать данные пеленгаций в

 

штурманский бортжурнал. При использовании указателя штурмана отсчитать ИПC₁ и время.

3. Выполнять полет с прежним курсом. Как только КУР изме­нится на 25—30°, отсчитать КУР₂ и время. Записать данные в штурманский бортжурнал. При использовании указателя штурмана отсчитать ИПС₂ и время.

4. Рассчитать первый и второй истинные пеленги самолета и проложить их на карте от пеленгуемой радиостанции (рис. 13. 19). По указателю пилота ИПС = КК+ (±Δ_к) + (±Δ_м) +КУР± 180°+ (±σ); по указателю штурмана ИПС = ИПС_отсч+ (±σ).

5. Из любой точки первого пеленга отложить линию истинного курса и расстояние, пройденное самолетом за время между первым и вторым пеленгованием: S _пр = Wt или S _пр = Vt.

6. Через конечную точку S _пр провести линию, параллельную линии первого пеленга. Точка пересечения ее с линией второго пе­ленга будет местом самолета в момент второго пеленгования.

Определение места самолета по двум радиостанциям. Место самолета этим способом определяется как точка пересечения двух линий радиопеленгов, проложенных на карте.

Для определения МС необходимо выбрать две радиостанции с таким расчетом, чтобы одна из них была на ЛЗП или около нее (впереди или позади), а вторая сбоку (справа или слева). При этом пеленги от этих радиостанций в районе определения МС должны пересекаться под углом около 90° или в пределах 30—150°.

При использовании одного радиокомпаса порядок определения MС следующий:

1. Настроить радиокомпас на радиостанцию, расположенную впереди или позади самолета, отсчитать КУР₁ (ИПС₁), курс и вре­мя. Данные пеленгации записать в штурманский бортовой журнал.

2. Быстро перестроить радиокомпас на боковую радиостанцию, отсчитать КУР₂ (ИПС₂), курс и время. Данные пеленгации запи­сать в штурманский бортжурнал.

3. Рассчитать истинные пеленги и проложить их на карте:

ИПС₁ = КК + (± Δ_к) + (± Δ_м) + КУР₁ ± 180° +(±σ₁).

ИПС₂ = КК + (± Δ_к) + (± Δ_м) + КУР₂ ± 180° +(±σ₂).

4. Точка пересечения пеленгов будет местом самолета в момент пеленгования боковой радиостанции, если время между пеленго­ваниями не превышает 2 мин (рис. 13.20).

В тех случаях, когда время между первым и вторым пеленгова­нием 2 мин и более, то необходимо внести поправку на расстояние, пройденное самолетом за это время.

В этом случае необходимо:

а) из точки пересечения пеленгов отложить линию истинного курса и расстояние на ней, пройденное самолетом за время между первым и вторым пеленгованием (рис.-13.21): S _пр = Wt или S _пр = Vt;

б) через полученную точку провести линию, параллельную ли­нии первого пеленга. Точка пересечения этой линии с линией вто­рого пеленга будет местом самолета в момент второго пеленгова­ния.