Сарайский Ю.Н., Алешков И.И. Аэронавигация

Подождите немного. Документ загружается.

291

Рис. 8.22. Период Шулера

Вследствие возрастания погрешностей инерциальные системы, как и

любые системы счисления пути, требуют периодической коррекции

счисленных координат с помощью более точных технических средств.

8.8. Бесплатформенные инерциальные навигационные системы

На протяжении многих десятилетий усилия инженеров,

разрабатывавших традиционные ИНС, были направлены на уменьшение

собственного ухода гироскопов, удерживающих гироплатформу в

заданном

положении. Непрерывное совершенствование конструкции, меры по

уменьшению трения в осях кардановых подвесов и даже изобретение новых

видов гироскопов (ядерных, с жидкостным ротором и др.) делали ИНС все

дороже и сложнее, но не приводили к существенному повышению их

точности.

В начале 60-х годов был изобретен принцип работы так называемых

лазерных гироскопов, широкое внедрение которых (спустя 20-30 лет)

позволило решить многие проблемы. «Лазерный гироскоп» - не корректное

название, поскольку это устройство вовсе не является гироскопом, в нем нет

быстровращающихся частей. Называются же он так только потому, что

предназначен для решения той же задачи, для которой предназначен

гироскоп в традиционной ИНС – определения направлений в пространстве

(верх-низ, север-юг, восток-запад) независимо от углового положения ВС.

ИНС, основанные на использовании лазерных гироскопов, называют

бесплатформенными инерциальными системами (БИНС), поскольку в них

отсутствует гироплатформа, которую необходимо удерживать в требуемом

положении. Акселерометры в таких системах жестко закреплены на самолете

и направлены по его строительным осям (вперед, вправо, вверх).

Кольцевой лазерный гироскоп представляет собой сложный квантовый

оптико-механический прибор, включающий в себя лазер, систему зеркал и

управляющие электронные системы.

292

Оптический квантовый генератор или лазер (англ. laser, сокр. от Light

Amplification by Stimulated Emission of Radiation − «усиление света

посредством вынужденного излучения»), — это устройство, использующее

квантовомеханический эффект вынужденного излучения для создания

когерентного, монохроматического, поляризованного и узконаправленного

потока излучения. В отличие от обычного источеника света, излучающего

обычно целый спектр частот, лазер излучает на строго определенной

частоте.

Лазерный гироскоп называется

кольцевым, поскольку луч в нем,

отражаясь от зеркал, проходит по замкнутому контуру в форме квадрата или

треугольника (рис. 8.23).

По кольцевому контуру проходят два луча лазера в противоположных

направлениях, навстречу друг другу. Если вся эта система лазера и зеркал

неподвижна в инерциальной системе отсчета, то частоты обоих лучей,

воспринимаемые детектором, будут одинаковы

. Но если эта система будет

вращаться вокруг оси, перпендикулярной плоскости траектории лучей, то

измеряемые частоты лучей вследствие эффекта Доплера будут различаться.

Причем, тем сильнее, чем больше угловая скорость вращения. Таким

образом,

с помощью лазерного гироскопа можно измерить угловую скорость

вращения

. В БИНС используется три таких лазерных гироскопа, измеряющих

угловые скорости вращения вокруг трех перпендикулярных осей.

Рис. 8.23. Лазерный гироскоп

Поскольку в любой момент времени известна угловая скорость, то в

любой момент можно рассчитать угол, на который повернулась система по

сравнению с первоначальным положением. Ведь угловая скорость –

производная (скорость изменения) угла поворота. Следовательно, сам угол

293

можно определить путем интегрирования угловой скорости. Эту задачу

непрерывно решает вычислитель БИНС.

Если в начальный момент времени было известно, как направлены

строительные оси ВС и ориентированные по ним акселерометры по

отношению к земной системе координат (к горизонтальной плоскости, к

направлению на север), то по рассчитанным углам поворота можно

определить их ориентацию

и в любой текущий момент времени. Остается

только пересчитать измеренные ускорения в другую, связанную с землей и

повернутую относительно ВС, прямоугольную систему координат. Таким

образом, как и в традиционных ИНС, оказываются известными значения

ускорений по направлениям север-юг, восток-запад, верх-низ.

Отсутствие в БИНС гироплатформы, вращающихся гироскопов и

связанных

с ними проблем позволило сделать это устройство более

компактным. Дальнейшее совершенствование техники и технологии сделали

БИНС и более дешевыми, и более точными. Достижение еще более высокой

точности лазерных гироскопов сдерживается пока явлением «захвата лучей»,

то есть взаимодействием встречных лучей, которое приводит к рассеиванию

света.

Вполне вероятно, что стремительное развитие научно-технического

прогресса приведет к внедрению новых систем, основанных на пока не

используемых в авиации принципах. Например, уже разработаны

компактные датчики ускорений и вращений, основанные на применении

электрически заряженной жидкости с ферромагнитными свойствами (рис.

8.26).

Рис. 8.24. Отечественный лазерный гироскоп КМ-11-1А

(фактический диаметр около 13 см).

294

Рис. 8.25. Моноблок из трех взаимно перпендикулярных треугольных

лазерных гироскопов

Рис. 8.26. Датчик ускорений и углов поворота по трем осям

8.9. Характеристика ИНС, применяемых в гражданской авиации

История применения ИНС в гражданской авиации. История

инерциальных систем для навигации началась во время Второй мировой

войны, когда в гитлеровской Германии под руководством Вернера Брауна

для ракеты V-2 (фау два) было разработано инерциальное устройство

наведения.

Многолетнее развитие инерциальных систем привело к их широкому

использованию в системах вооружений, морской, воздушной, а затем и

295

космической навигации. Одной из первых и в свое время наиболее

распространенных за рубежом ИНС для гражданской авиации была система

Делко Карусель

(Delco Carousel) компании Delco Electronics. Это была ИНС

аналогового типа с гироплатформой и позволяла определять основные

параметры полета, программировать координаты ППМ и выполнять полет от

одного из них к другому.

В настоящее время за рубежом ИНС для гражданской авиации

выпускают различные фирмы, например,

Northrop Grumman Corporation,

Honeywell

и другие.

В СССР первой ИНС для гражданской авиации была система И-11. Это

традиционная ИНС с гироплатформой и вычислителем аналогового типа.

Она устанавливалась в 70-е годы на самолетах Ил-62, чтобы обеспечивать

перелет через Атлантический океан в Америку. Поскольку в океане нет

наземных радиомаяков, в этом регионе системы счисления пути являются

одним из основных средств навигации. Полеты в Северной Атлантике

выполняются не по фиксированным воздушным трассам, а по меняющимся

дважды в сутки линиям заданного пути, называемым треками. Конфигурация

треков рассчитывается исходя из распределения ветра в этом регионе, а

расстояние между параллельными треками (норма бокового

эшелонирования) составляет 111 км.

И-11 обладала невысокой точностью. За

семь часов перелета через

океан средняя квадратическая погрешность определения координат

составляла 37 км, что слишком много даже при столь значительной норме

бокового эшелонирования. Впоследствии для повышения надежности на

борту стали устанавливать две одинаковые ИНС. Однако, вследствие

большого ухода, эти ИНС показывали существенно различные координаты

МС и поэтому оставалось неясным, какие из

них более правильные, где на

самом деле находится самолет. Тогда стали устанавливать одновременно три

инерциальные системы, что привело к существенному изменению ситуации.

Теперь, если все три системы показывают примерно одинаковые координаты,

то их можно осреднить и получить более точное место самолета. Если же

показания двух ИНС примерно совпадают, а третья система

выдает

существенно отличающиеся координаты (из-за большого ухода или

частичного отказа), то ее данные для осреднения не используются.

Необходимо заметить, что такой подход, когда на борту

устанавливаются три одинаковых комплекта ИНС, применяется по сей день

и в современной отечественной и зарубежной навигации. Данные от всех

трех систем обрабатываются бортовым вычислителем

для получения более

точной и надежной информации.

Отечественная техника совершенствовалась и на смену И-11 пришла

более точная И-11-1, а затем И-21, разработанные в Московском институте

электромеханики и автоматики (МИЭА).

Ввиду ограниченных возможностей платформенных ИНС, велась

работа и над бесплатформенными системами. В 1984-1991 г.г. в МИЭА была

296

разработана первая отечественная БИНС И-42-1С на лазерных гироскопах.

Точность определения координат этой системой характеризуется средней

квадратической погрешностью в одну морскую милю (1,85 км) за час полета,

что соответствует международным требованиям. И-42-1С входит в состав

штатного навигационного оборудования таких самолетов, как Ил-96-300, Ту-

204.

Однако лазерные гироскпы КМ-11-1А (разработка НПО «

Полюс»),

используемые вИ-42-1С, уступали в два-три раза по габаритам и

энергопотреблению аналогичным зарубежным гироскопам. Поэтому в

МИЭА был разработан собственный лазерный гироскоп ЛГ-1 и на его основе

инерциальная система БИНС-85, которая может устанавливаться на

отечественных перспективных самолетах (Ту-334 и других).

На самолетах Ил-96-300 и Ту-204 разрешено вместо И-42-1С

устанавливать американскую БИНС LTN-90-100 производства фирмы Litton,

которая в 2001 г. вошла в состав корпорации Northrop Grumman. Этим

разрешением воспользовалась в частности авиакомпания «Аэрофлот-

Российские авиалинии».

Параметры, определяемые с помощью ИНС. Инерциальные системы

предназначены для определения координат места самолета. Но в процессе их

определения можно получить также значения многих других параметров,

необходимых для навигации. Перечислим

основные из этих параметров и

рассмотрим, каким образом они могут быть получены.

Курс, крен и тангаж. Это параметры, определяющие угловое

положение самолета относительно трех осей. В традиционных ИНС

гироплатформа стабилизирована по меридиану и в горизонтальной

плоскости, поэтому не составляет труда определить угловое положение ВС

относительно гироплатформы, то есть три вышеперечисленных параметра. В

бесплатформенных системах эти параметры рассчитываются путем

интегрирования угловых скоростей.

Исходя из своего принципа работы

ИНС непосредственно измеряет

истинный курс, то есть курс относительно текущего географического

меридиана. Но, поскольку текущие счисленные координаты всегда известны,

вычислитель ИНС (или центральный вычислитель навигационного

комплекса самолета) в принципе может рассчитать и ортодромический курс

относительно любого опорного направления.

В памяти современных ИНС хранится модель магнитного поля Земли,

с помощью которой вычислитель может

рассчитать магнитное склонение в

точке расположения самолета. Тогда система может определить и магнитный

курс путем вычитания магнитного склонения из измеренного истинного

курса.

У современных БИНС погрешности определения крена и тангажа

составляют 0,05-0,1°, а истинного курса около 0,4°. Погрешность

определения магнитного курса зависит еще и от точности модели магнитного

поля и поэтому составляет порядка 1-1,5°.

297

2) Угловые скорости изменения курса, крена, тангажа. В

бесплатформенных системах эти параметры непосредственно измеряются

лазерными гироскопами (с погрешностью порядка 0,1 градуса в секунду), а в

традиционных ИНС при необходимости могут быть получены расчетным

путем.

Ускорения самолета по трем перпендикулярным осям. В

традиционных ИНС ускорения измеряются по осям земной системы

координат (на север, на восток, вверх), а в БИНС – по строительным осям ВС

(вперед, вправо, вверх) и затем пересчитываются в земную систему

координат. Значения ускорений нигде не индицируются, а только

используются для дальнейших расчетов.

Скорости перемещения ВС по трем осям земной системы

координат

: на север W

, на восток W

, вверх W

верт

. Разумеется, скорости,

как и ускорения могут быть фактически быть направлены и на юг, запад,

вниз – это отразится в знаке вышеперечисленных скоростей. Погрешность

определения горизорнтальных составляющих скорости составляет около 15

км/ч, а вертикальной скорости 0,2 м/с.

Путевая скорость W. Поскольку составляющие путевой скорости

известны, то и путевая скорость в соответствии с рис. 8.27 может быть

определена по формуле

WWW += .

Фактический путевой угол β

. Фактический истинный путевой угол,

как следует из рис. 8.27, может быть определен по формуле

arcsin

arctg

Путем вычитания магнитного склонения может быть получен и

магнитный путевой угол.

Угол сноса α. Поскольку фактический путевой угол β

и курс γ

известны, то в соответствии с навигационным треугольником скоростей

α= β

– γ.

Географические координаты места самолета. В простейшем

случае, если принять Землю за сферу, то по составляющим путевой скорости

могут быть рассчитаны сферические широта φ и долгота λ места самолета по

формулам (8.6). В вычислителе может быть запрограммирован алгоритм

учета поправок в координаты за счет сжатия Земли или алгоритм расчета

координат на поверхности земного эллипсоида. Возможно, в

этом и нет

особой необходимости. Ведь требуемая международными документами

298

точность определения счисленных координат с помощью ИНС, которая и

реализована в современных системах, составляет 1 морскую милю (1,852 км)

за час полета. А поправки за счет сжатия Земли имеют гораздо меньшую

величину.

Рис. 8.27. К определению W и ФПУ

Высота полета. Высота является третьей пространственной

координатой и, так же как и горизонтальные координаты (φ и λ), она может

быть рассчитана с помощью ускорения, измеряемого вертикальным

акселерометром. Полученная таким образом высота, называемая иногда

инерциальной высотой, имеет такой же порядок точности как и

горизонтальные координаты. Разумеется, для высоты это совершенно

неудовлетворительная точность и

поэтому инерциальная высота пока не

используется в навигации ни для эшелонирования, ни для предотвращения

столкновений с препятствиями. Но она может использоваться в алгоритмах

работы самой ИНС. Например, для расчета радиуса Земли с учетом высоты

полета, необходимого для определения положения текущей горизонтальной

плоскости.

Можно видеть, что перечисленный список определяемых ИНС

параметров включает

в себя почти все величины, необходимые для

навигации. Но не все. Например, ИНС самостоятельно не может определить

скорость и направление ветра, поскольку для этого необходимо знать еще и

истинную воздушную скорость, которую система не измеряет. Для

расширения возможностей современных ИНС на их вход подается

информация от других бортовых систем. Например,

от системы воздушных

сигналов может поступать истинная воздушная скорость и барометрическая

высота. В этом случае возможно и определение ветра.

Вычислитель, входящий в состав ИНС, предназначен для решения

своих специфических задач - определения счисленных координат и других

параметров. Он имеет и необходимую для своей работы память. Но почему

299

бы не «загрузить» этот вычислитель и память дополнительными функциями,

полезными для навигации?

Даже первые образцы используемых в гражданской авиации ИНС

имели возможность ввести в память географические координаты нескольких

ППМ. Тогда появляется возможность определения еще целого ряда

параметров. Например, следующих.

Заданного путевого угла и длины участка маршрута. Поскольку

координаты начального и конечного ППМ каждого участка маршрута

известны, можно математически рассчитать длину и направление

ортодромической ЛЗП.

Линейного бокового уклонения и оставшегося до ППМ расстояния.

Эта задача тоже решается чисто математически, поскольку координаты ВС и

ППМ участка известны.

Оставшегося времени полета до ППМ и гринвичского времени его

пролета

Поправки в фактический путевой угол для выхода в ППМ,

а также других параметров. Разумеется, не во всех ИНС эти функции

реализованы в полном объеме. В них нет необходимости, если эти же задачи

решает центральный вычислитель навигационного комплекса, в который

входит ИНС.

Основные сведения о составе ИНС. Конструктивно ИНС состоит из

нескольких блоков, например, следующих.

Инерциальный блок (Inertial Refrrence Unit,IRU), который в БИНС

содержит лазерные гироскопы и акселерометры, а в традиционных ИНС

гироплатформу. Таких блоков может быть два или три, а поступающая от

них информация совместно обрабатывается. В состав блока могут входить и

микропроцессоры, выполняющие необходимые вычисления (интегрирование

ускорений и т.д.).

Блок выбора режима работы (Mode Selector Unit, MSU). С его

помощью можно включить различные режимы: навигации, выставки

системы и др.

Пульт управления и индикации (Inertial Sensor Display Unit, ISDU). С

помощью этого блока можно получить информацию об измеренных

системой параметрах, а также ввести в систему необходимые данные

(например, начальные координаты).

300

Рис. 8.28. Инерциальный блок (IRU) системы LTN-90-100

Пульты управления и индикации различных типов ИНС, как

отечественных, так и зарубежных, очень похожи. В этом можно убедиться по

рис. 8.29, на котором представлены ISDU системы LTN-90-100 и пульт

первой отечественной ИНС И-11. Большинство других типов ИНС также

имеет сходную структуру. В верхней части пульта располагается

двухстрочный индикатор, на

котором могут отображаться два выбранных

пилотом параметра. Выбор параметров осуществляется галетным

переключателем (слева внизу), каждое положение которого соответствует

паре параметров. Например,. текущая широта и долгота, фактический

путевой угол и путевая скорость, и т.д.

Рис. 8.29. Пульты управления и индикации

LTN-90-100 (США) и И-11 (СССР)