авторефераты диссертаций БЕСПЛАТНАЯ БИБЛИОТЕКА РОССИИ

КОНФЕРЕНЦИИ, КНИГИ, ПОСОБИЯ, НАУЧНЫЕ ИЗДАНИЯ

<< ГЛАВНАЯ
АГРОИНЖЕНЕРИЯ
АСТРОНОМИЯ
БЕЗОПАСНОСТЬ
БИОЛОГИЯ
ЗЕМЛЯ
ИНФОРМАТИКА
ИСКУССТВОВЕДЕНИЕ
ИСТОРИЯ
КУЛЬТУРОЛОГИЯ
МАШИНОСТРОЕНИЕ
МЕДИЦИНА
МЕТАЛЛУРГИЯ
МЕХАНИКА
ПЕДАГОГИКА
ПОЛИТИКА
ПРИБОРОСТРОЕНИЕ
ПРОДОВОЛЬСТВИЕ
ПСИХОЛОГИЯ
РАДИОТЕХНИКА
СЕЛЬСКОЕ ХОЗЯЙСТВО
СОЦИОЛОГИЯ
СТРОИТЕЛЬСТВО
ТЕХНИЧЕСКИЕ НАУКИ
ТРАНСПОРТ
ФАРМАЦЕВТИКА
ФИЗИКА
ФИЗИОЛОГИЯ
ФИЛОЛОГИЯ
ФИЛОСОФИЯ
ХИМИЯ
ЭКОНОМИКА
ЭЛЕКТРОТЕХНИКА
ЭНЕРГЕТИКА
ЮРИСПРУДЕНЦИЯ
ЯЗЫКОЗНАНИЕ
РАЗНОЕ
КОНТАКТЫ


Pages:     | 1 |   ...   | 6 | 7 ||

«МИНТРАНС РОССИИ РОСАВИАЦИЯ ФГОУ ВПО «САНКТ-ПЕТЕРБУРГСКИЙ ГОСУДАРСТВЕННЫЙ УНИВЕРСИТЕТ ГРАЖДАНСКОЙ АВИАЦИИ» ...»

-- [ Страница 8 ] --

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 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).

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 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 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.

1) 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°.

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.

3) 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.

4) Скорости перемещения ВС по трем осям земной системы координат: на север WN, на восток WE, вверх Wверт. 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 км/ч, а вертикальной скорости 0,2 м/с.

5) Путевая скорость W. Поскольку составляющие путевой скорости известны, то и путевая скорость в соответствии с рис. 8.27 может быть определена по формуле W = WN + WE2.

6) Фактический путевой угол Ф. Фактический истинный путевой угол, как следует из рис. 8.27, может быть определен по формуле WE W Ф = arctg = arcsin E.

WN W Путем вычитания магнитного склонения может быть получен и магнитный путевой угол.

7) Угол сноса. Поскольку фактический путевой угол Ф и курс известны, то в соответствии с навигационным треугольником скоростей = Ф –.

8) Географические координаты места самолета. В простейшем случае, если принять Землю за сферу, то по составляющим путевой скорости могут быть рассчитаны сферические широта и долгота 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 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 9) Высота полета. Высота является третьей пространственной координатой и, так же как и горизонтальные координаты ( и ), 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 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.

1) 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.).

2) Блок выбора режима работы (Mode Selector Unit, MSU). С его помощью можно включить различные режимы: навигации, выставки системы и др.

3) 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).

Рис. 8.28. Инерциальный блок (IRU) системы LTN-90- 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) Справа находится наборное поле (клавиши с цифрами), с помощью которого можно вводить в систему необходимые данные, при этом они отображаются на индикаторе.

В системе И-11 можно запрограммировать координаты девяти поворотных пунктов маршрута. Номер вводимого ППМ устанавливается отдельным переключателем. Соответственно появляется возможность вызвать на двустрочный индикатор ряд дополнительных параметров:

линейное боковое уклонение и оставшееся расстояние, составляющие путевой скорости и другие. Имеется также дополнительный индикатор из двух знаков, на котором индицируются номера ППМ – «на» и «от» которого выполняется полет. Имеется возможность изменения маршрута, например, пропуска очередного ППМ, путем нажатия специальной клавиши.

Комлексирование ИНС с другим навигационным оборудованием.

ИНС может использоваться на борту ВС не только как отдельно стоящая навигационная система, но и входить в состав пилотажно-навигационного комплекса или комплексироваться (объединяться) с другими навигационными системами.

Если ИНС комплексируется в навигационный комплекс, то она может и не иметь отдельного пульта управления и индикации, а выступать просто в роли датчика навигационной информации, данные от которого поступают в вычислитель комплекса (в зарубежных комплексах в FMC – Flight Management Computer). Такую инерциальную систему за рубежом чаще называют не INS (Inertial Navigation System), а IRS (Inertial Reference System).

Впрочем, часто обе эти аббревиатуры используют как равнозначные.

Центральный вычислитель комплекса совместно обрабатывает данные от различных бортовых навигационных систем, в том числе и от трех инерциальных, выдавая осредненную более точную и проверенную информацию экипажу и в систему управления полетом. Конечно, экипаж может вызвать на дисплей центрального вычислителя и информацию от каждой отдельной ИНС.

Часто ИНС объединяется в единую систему с приемником спутниковой навигационной системы (СНС). При этом используются достоинства каждого из этих двух датчиков информации, а их недостатки взаимно компенсируются. Например, определение координат осуществляется в полете с помощью СНС, а при временном прекращении поступления информации от спутников, ведется инерциальное счисление пути, начиная от последнего полученного по спутникам места самолета.

К таким системам относится, например, отечественная интегрированная навигационная система НСИ-2000 разработки ЗАО «Лазекс» (рис. 8.30).

Рис. 8.30. Пульт управления и индикации НСИ- При использовании спутниковой информации погрешность определения МС не превышает 100 м, а в режиме инерциального счисления – 10 км за час (для НСИ-2000МТ - 5 км за час). Система построена с использованием лазерного гироскопа ЛГК-200 с четырехзеркальным резонатором и периметром 200 мм. НСИ-2000 предназначена для модернизации классических аналоговых самолетов, таких, как Ил-76, Ту- и т.п. НСИ-2000МТ может использоваться в современных цифровых пилотажно-навигационных комплексах, устанавливаемых, например, на Ил 96, Ту-334, Бе-200 и др.

НСИ-2000 имеет связь ис другими бортовыми устройствами: системой воздушных сигналов, системой предупреждения столкновений, системой электронной индикации и т.д. Вычислитель системы использует самые современные алгоритмы обработки информации (фильтр Калмана), повышающие точность и достоверность выдаваемых данных.

В России разработаны и другие интегрированные инерциально спутниковые системы, например, БИНС-500 научно-производственного объединения «Оптолинк», БИНС-Тек производства ООО «ТеКнол», БИНС И90 производства МИЭА.



Pages:     | 1 |   ...   | 6 | 7 ||
 





 
© 2013 www.libed.ru - «Бесплатная библиотека научно-практических конференций»

Материалы этого сайта размещены для ознакомления, все права принадлежат их авторам.
Если Вы не согласны с тем, что Ваш материал размещён на этом сайте, пожалуйста, напишите нам, мы в течении 1-2 рабочих дней удалим его.