Что такое irs в самолете
747. Inertial Reference System
IRS – Inertial Reference System – опорная инерциальная система – прибор для определения положения воздушного судна в плоскости и пространстве.
Сложная система электронных сенсоров и лазерных гироскопов отслеживает движение самолета по всем трем осям: X, Y, Z от парковки в аэропорту «А» до парковки в аэропорту «В». Слово «опорная» в русском названии этого прибора означает, что он опирается в своих вычислениях на одну точку – начальную.
Если GPS получает данные постоянно, то IRS – только перед полетом. Это напоминает ситуацию из приключенческих фильмов, когда человеку завязывают глаза, затыкают уши, сажают в машину и везут в неизвестном направлении. Человек знает начальную точку пути, а дальше – пытается понять, куда его везут, опираясь только на собственный вестибулярный аппарат: машина ускорилась, повернула направо, теперь налево, теперь едет медленно.
Все данные с сенсоров направляются в компьютер IRS. Три IRS обеспечивают авионику полетной информацией, а в FMC отправляют информацию о текущей долготе и широте.
В полете данные каждого из трех IRS могут разниться, поэтому компьютер усредняет данные от трех приборов.
Согласование IRS
Перед использованием IRS должна быть согласована. Во время согласования IRS улавливает вращение Земли и гравитацию, чтобы определить широту и собственное положение относительно географического (истинного) Северного полюса.
Для согласования IRS должна получить текущее положение – точные координаты места. Координаты вводит пилот через FMS/CDU.
Согласование длится от 5 до 17 минут. 5 минут – на экваторе, 17 минут – в районе южного или северного полюса. На 70-ой широте – 10 минут.
Панель IRS находится на оверхэде.
Нормальное положение переключателей – OFF и NAV.
Положение OFF – прибор выключен.
Процесс согласования нормально инициируется переводом селекторов в положение NAV. После этого на EICAS появится: IRS ALIGN MODE.
Если на FMS/CDU видите ENTER IRS POSITION – это IRS требует координаты места. Координаты можно взять со страницы POS REF.
Быстрое согласование
Поскольку IRS в своих вычислениях опирается только на начальную точку и не получает никакого обновления извне во время полета, она может накапливать ошибки в определении положения, курса и скорости.
Для сброса таких ошибок применяют процесс быстрого согласования.
Быстрое согласование возможно только в том случае, если с момента предыдущего ПОЛНОГО согласования прошло не более 18 часов.
Для быстрого согласования:
Режим ATT
Если по какой-то причине во время полета вы потеряли согласование на IRS, то вы потеряли навигационные дисплеи, основные дисплеи и, соответственно, у вас нет: информации о курсе, пути, вертикальной скорости, ветре, положении относительно земли, местонахождении. Не надо отчаиваться, надо сделать следующее:
Ситуация будет частично восстановлена, но вы не сможете использовать функцию NAV на IRS до конца полета и до следующего полного согласования.
В реальной жизни это происходит из-за того, что в конце предыдущего рейса самолет двигался уже после того, как IRS был обесточен. Либо между данными IRS есть существенная разница. Такая ситуация может быть смоделирована и в симуляторе.
otto_pilot
otto_pilototto_pilot
Сегодня большой и скучный пост о том, откуда самолёт берёт самую важную информацию: параметры своего пространственного положения и что он с ними делает.
Пространственное положение самолёта(Attitude) это прежде всего углы крена(roll), тангажа(pitch) и рыскания(yaw). Эти углы мы видим на Primary Flight Display(PFD), на авиагоризонте. Для определения направления на земной поверхности нужен также курс(heading). У современного самолёта вариантов получить эти бесценные данные два:
— ARHS. Attitude and Heading Reference System. Используется на легких самолётах, и в дешевых комплектациях небольших реактивных самолётов. Например, широко известные Garmin G1000, G2000 на Цесснах и Бичкрафтах это AHRS.
— IRS. Inertial Reference System. Используется на продвинутых маленьких и больших реактивных самолётах.
Я разбираю вопрос на примере CRJ. Хоть его и нельзя назвать самым современным, но и сильно устаревшим тоже не назвать, поэтому всё, что есть на нём вы найдёте в том или ином виде и на других самолётах. К тому же, я работаю на нём и люблю нежной любовью. На CRJ, в зависимости от комплектации, может быть установлена как IRS, так и AHRS.
IRS это очень сложная по своему устройству и очень простая для конечного пользователя система. Расскажу тезисно:
4. Панели управления в кабине (Compass Control Panel)
Панель имеет два тумблера:
— Выставка курса(SLEW) позволяет скорректировать показания курса, они неверны
— Режимы работы: MAG/DG (курсовертикаль/гирополукомпас)
Несмотря на то, что режим называется Directional Gyro(Гирополукомпас), как такового гирополукомпаса в самой системе нет.
AHRS это большой шаг по сравнению с механическими гироприборами и перед ними у неё масса плюсов:
— Вес и простота конструкции
— Надежность и слабая чуствительность к механическим воздействиям
— Небольшая стоимость(по авиационным меркам)
Но по сравнению с IRS у неё большие недостатки:
— Она не умеет счислять ускорения, не знает местоположения и не является навигационным сенсором. Без GPS-ки лететь будет грустно.
— Подвержена локальным магнитным аномалиям и просто глюкам. Иногда курсы «разбегаются», то есть две установленные на самолёте AHRS-ки показывают выдают разные значения. Иногда сильно ошибается одна, а иногда привирают сразу обе. И если с GPS-кой при полёте в режиме полёта по FMS (режим автопилота NAV), спасает знание самолётом фактического МПУ (Track) и самолёт обычно летит как надо, даже при «разбегающихся» курсах, то при полёте в режиме выдерживания магнитного курса (режим Heading), самолёт может улететь совсем не туда, куда хочеться. Как, например, у этих ребят. У них «разбежались» курсы, то есть AHRS, на стороне пилотирующего стала выдавать неверные данные и они следовали с неверным курсом после взлёта, в результате чего, опасно сблизились с Боингом, взлетевшим с параллельной ВПП. Такой случай сближения на параллельных курсах с IRS был бы не возможен.
А теперь с этим всем попробуем взлететь.
Ну и напоследок, чтобы проникнуться важностью рассмотренных систем, немного о том, куда передаётся полученная информация.
Инерциальная опорная система/IRS
Описание
Инерциальная опорная система (IRS) предоставляет инерциальные навигационные данные для пользовательских систем. Она использует кольцевой лазерный гироскоп вместо обычного гироскопа скорости для определения угловой скорости относительно осей крена, тангажа и рыскания. Система называется «strapdown», ее датчики установлены на корпусе самолета.
Инерциальная опорная система (IRS) состоит из:
2 инерционных блоков отсчета (IRU);
инерциальной системы индикации (IRSDU);
устройства режима выбора единиц измерения (MSU);
главного предупредительный светового сигнал (MCU);
2 цифровых или аналоговых адаптеров (DAA);
2 радиомагнитных индикаторов (RDDMI).
IRS предоставляет инерциальные навигационные данные и инерциальные данные управления полетом другим системам.
Основная функция каждого IRU — вычислить линейное ускорение и угловую скорость поворота относительно осей тангажа, крена и рыскания самолета. Эти данные используются для отображения тангажа и крена, а также для навигационных вычислений.
Каждый IRU содержит три лазерных гироскопа и три акселерометра. Они считывают угловые скорости и линейные ускорения соответственно. Полученные данные преобразуются в локальные вертикальные координаты и объединяются с входнящими данными о воздухе для вычисления следующих параметров:
положение (широта, долгота),
ориентация (тангаж, крен, рыскание),
истинный и гиромагнитный курс,
скорость и направление ветра,
данные по угловой скорости,
Исходящие данные IRS отображаются на дисплее бортовой приборной панели и на дисплее блока управления компьютерной системой управления полетом (FMCS-CDU). Предварительно выбранные параметры также отображаются на блоке инерциальной системы идентификации (ISDU).
Эксплуатация IRS
IRS обеспечивает базовую привязку курса и ориентации, основываясь на вычислениях с помощью акселерометра и лазерного гироскопа. Используются три акселерометра и три лазерных гироскопа. Акселерометры и лазерные гироскопы бесплатформенного типа расположены в инерциальных опорных узлах таким образом, чтобы находиться вдоль каждой из трех осей самолета. Эта ориентация позволяет IRU воспринимать ускорения вдоль и вращение вокруг каждой из трех осей. Компьютерная анализирует сигналы от всех шести датчиков и определяет основные опорные сигналы курса, информацию о текущем положении, ускорении, скорости движения, угле дрейфа и скорости ориентации. Для правильной работы IRS должна быть выровнена. Выравнивание IRS включает определение местной вертикали и начального курса.
Выравнивание IRS состоит из определения местной вертикали и начального курса. Для выравнивания используются входы акселерометра и лазерного гироскопа. Расчеты выравнивания основываются на том, что единственное ускорение во время выравнивания обусловлено гравитацией Земли; единственное движение во время выравнивания обусловлено вращением Земли. Ускорение, вызванные гравитацией, всегда перпендикулярны поверхности земли и, таким образом, определяют локальную вертикаль. Эта локальная вертикаль используется для построения данных об отношении таким образом, чтобы они были точно привязаны к вертикали. Первоначально устанавливается только грубая вертикаль. После того, как вертикаль установлена, лазерный гироскоп считал скорость Земли и использовал ее для установления курса самолета. По мере того как выравнивание продолжается, вертикальная ось и курс продолжают уточняться.
Ориентация вертикальной оси отсчета положения относительно земной поверхности основана на положении самолета, вводимом в IRU. Ввод начальной позиции выполняется в любое время в течение периода выравнивания. Зондирование скорости Земли лазерными гироскопами позволяет IRU определять начальную широту. Эта определенная гироскопом широта сравнивается с введенной экипажем широтой. Введенная долгота сравнивается с последней сохраненной долготой. Для завершения периода выравнивания необходимо, чтобы показатели совпали. В течение периода выравнивания все выходные данные IRU, за исключением текущего положения, устанавливаются в значение NCD (без расчетных данных). Минимальная продолжительность режима выравнивания составляет 10 минут.
В режиме навигации IRU обеспечивает данные для ориентации, курса, текущего положения, ускорения, угла положения, угла дрейфа, скорости движения по земле и данные о ветре. Эти данные получают по датчика гироскопа и акселерометра. Исходные сигналы ориентации, курса и скорости изменяются по сигналам датчиков для установления текущих параметров в реальном времени посредством интеграции и компьютерных вычислений. Дополнительные расчеты с помощью компьютера определяют: текущее положение, скорость движения и угол дрейфа. Входящие сигналы от компьютеров по воздушным данным используют для инерционного плавного набора высоты, высоты над уровнем моря и скорости/направления ветра (истинной воздушной скорости).
Каждый IRU содержит три акселерометра, по одному для каждой из трех осей: продольной, боковой и вертикальной. Ускорение вдоль входной оси перемещает чувствительную массу. Емкостный датчик преобразует изменение положения в электрический сигнал ошибки на сервоусилитель. Сервоусилитель обнуляет сигнал ошибки, возвращая чувствительную массу в нулевое положение с помощью дроссельной катушки. Ток в дроссельной катушке, необходимый для обнуления сигнала ошибки, является аналоговым выходным сигналом, представляющим ускорение.
Аналоговый выходной сигнал получается один раз, чтобы определить скорость и во второй раз, чтобы определить расстояние.
Датчик температуры предусмотрен для каждой оси (X, Y, Z) для повышения точности акселерометра. Каждый датчик подает сигнал, пропорциональный температуре. Этот сигнал используется IRU для компенсации и коррекции данных датчика.
Кольцевой лазерный гироскоп использует лазерный луч для измерения углового вращения. Каждый гироскоп представляет собой треугольный гелий-неоновый лазер, который производит два световых луча, один из которых движется по часовой стрелке, а другой — против. Производство световых пучков, или генерация, происходит в газоразрядной области путем ионизации смеси низкого давления гелий-неонового газа с высоким напряжением для получения тлеющего разряда. Свет, произведенный от генерации, отражается вокруг треугольника зеркалами в каждом углу треугольника, чтобы произвести лучи света по часовой стрелке и против часовой стрелки.
Длина пути вокруг полости тщательно контролируется и регулируется таким образом, чтобы она была равна интегральной длине волны лазера пиковой мощности.
Когда лазерный гироскоп находится в состоянии покоя, частоты двух противоположных движущихся лазерных лучей равны. Когда лазерный гироскоп вращается вокруг оси, перпендикулярной плоскости генерации, возникает разность частот между двумя лазерными лучами. Разность частот создается потому, что скорость света постоянна. Будет казаться, что один лазерный луч обладает большим расстоянием для перемещения, чем другой лазерный луч в завершении одного прохода вокруг полости.
Небольшое количество света от двух лазерных лучей проходит через одно из зеркал (менее 0,2%). Лучи объединяются оптическими частотами для получения частоты импульсов. Что принимает форму интерференционного узла. Эта частота импульсов аналогична двум различным звуковым частотам, которые объединяются, чтобы произвести третью разностную частоту.
Когда частоты лазерного луча различаются, создается картина из чередующихся темных и светлых полос. Фотодиоды воспринимают интерференционную картина и направление движения. Частота и относительная фаза двух диодных выходов указывают величину и направление вращения гироскопа.
При низкой частоте вращения небольшая разница частот между лазерными лучами приводит к соединению луча. Это блокирует и объединяет частоты на одном ложном значении. Чтобы компенсировать этот эффект, используется электрогидродвигатель для вибрации лазерного блока через область блокировки. Вибрация имеет чистое нулевое среднее значение. Она не производит никакого чистого инерционного вращения. Вибрация двигателя ощущается на корпусе IRU и создает слышимый гул.
Блок выбора режима IRS (MSU)
Блок выбора режима (MSU) обеспечивает выбор режима для двух IRU через два переключателя выбора режима и контролирует работу IRU через два набора сигнальных огней, установленных на блоке.
MSU установлен на кормовой верхней панели в кабине управления полетом. MSU монтируется четырьмя крепежными элементами DZUS и связан с проводкой самолета через два задних разъема.
MSU содержит два переключателя выбора режима вращения, один для левого (L) IRU и один для правого (R) IRU. Положения называются: «выключено», «выровнено», «NAV» и «ATT».
Когда переключатели выбора режима находятся в выключенном состоянии, питание с IRU снимается.
Когда выбрано положение «выровнено» питание подается на IRU и она, как правило, проходит период выравнивания приблизительно за 10 минут до включения навигационного режима. Однако, когда переключатели остаются в режиме «выравнивания», IRU остаются в режиме выравнивания. Нормальное выравнивание требует изменения положения в IRU.
Положение переключателя «NAV» включает навигационный режим, при условии, что период выравнивания завершен. Положение «NAV» может быть выбрано непосредственно после «выключено». Режим навигации является нормальным режимом работы для IRS. В этом режиме IRS выполняет функции инерциальной навигации и выводит обычные данные IRS для отображения или использования другими системами.
Положение «ATT» переводит IRU в реверсивный режим работы. «ATT» используется при недостаточности или полной потере питания (переменного и постоянного тока), определяется в режиме навигация. В этом режиме выводятся только данные об высоте и курсе.
Каждый переключатель выбора режима фиксируются. Фиксация предотвращают случайное перемещение. Чтобы переключить режим, нужно освободить переключатель от фиксатора.
На MSU установлены два комплекта из четырех световых табло, по одному комплекту на каждый IRU. Каждый набор световых табло состоит из датчика «выравнивание» (белый, когда включен) и трех предупреждающих датчиков (желтые, когда включены). Три световых табло называются: «ON DC», «DC FAIL», «FAULT». «ON DC» работает от IRU или от главной тестовой цепи.
Индикатор «выравнивание» горит постоянно во время выравнивания или мигает при обнаружении аномального выравнивания.
Индикаторы «ON DC» загорается при отключении питания переменного тока на 115 вольт от IRU, а IRU работает на постоянном токе 28 вольт. 28-вольтовый постоянный ток продолжает питать левый IRU, но через 5 минут питание снимается с правого IRU.
Аварийные сигналы постоянного тока загораются, когда мощность батареи самолета недостаточна для поддержания работы IRU.
Сигнал неисправности загорается, когда в IRU в ненормальном состояние.
Сигналы можно проверить, нажав на каждый переключатель освещения, активировав цепь проверки яркости/затемнения или начав проверку IRU.
Блок индикации инерциальной опорной системы (ISDU)
Инерциальный блок опорной системы индикации (ISDU) обеспечивает интерфейс IRU для пилота. ISDU позволяет вводить данные инициализации для IRU. На дисплее отображаются значения путевого угла, земной скорости, настоящего положения, направления и скорости ветра, курса и состояния системы. ISDU расположен на кормовой верхней панели, P5. Устройство весит четыре фунта (1,8 кг) и связано с самолетной проводкой через два задних разъема.
Передняя панель ISDU содержит два набора из семи сегментированных дисплеев. На левой стороне панели расположен двухпозиционный дисплей ( SYS DSPL) переключатель и пять дисплеев (DSPL SEL) выбора. На правой стороне панели находится набор из двенадцати клавиш, называемых клавиатурой.
Переключатель SYS DSPL представляет собой двухпозиционный переключатель выбора левого или правого IRU. ISDU может только инициализировать или получать данные от IRU, который был выбран на коммутаторе SYS DSPL.
Переключатель DSPL SEL выбирает тип данных, которые будут отображаться на цифровых дисплеях ISDU. IRU, выбранный на коммутаторе SYS DSPL, предоставляет данные. Пять позиций переключателя и данные, отображаемые для каждой позиции, выглядят следующим образом:
«Тест» — испытательная позиция подает дистанционный испытательный сигнал выбранному IRU. При удержании в тестовом положении, выбранные переключателем SYS DSPL, отображаются на ISDU и соответствующих приборах пилота. Переключатель «тест» блокируется в режимах «ATT» и «NAV», когда скорость самолета на земле превышает двадцать узлов. В течение первых 2 секунд все сегменты дисплея горят, за исключением ламп подсветки, затем одновременно загораются клавиши ENT и CLR. В течение 8 секунд генерируются сообщения о неисправностях, за которыми следуют индикаторы тестовых значений.
Регулятор управления яркостью совпадает с переключателем DSPL SEL и является потенциометром для управления яркостью дисплеев.
На ISDU есть два цифровых дисплея. Когда ISDU получает данные IRU, переключатель DSPL SEL определяет данные на дисплее. Когда клавиатура ISDU используется для инициализации IRU, данные, введенные на клавиатуре, отображаются на двух дисплеях. Если данные IRU неправильны оба дисплея гаснут. Регулятор яркости для дисплеев расположен внутри переключателя DSPL SEL.
Клавиатура состоит из двенадцати освещенных клавиш. Чтобы перевести цифровой дисплей из режима приема IRU в режим отображения клавиатуры, сначала необходимо нажать одну из следующих клавиш: N(2), W(4), H(5), E(6) или S (8). Любое другое нажатие не работает.
N(2), W(4), E(6) или S(8) при первом нажатии вызывают появление N или W на левом дисплее или E или S на правом дисплее. Они представляют север, запад, восток и юг и используются для инициализации IRU при вводе долготы и широты. Теперь можно вставлять цифровые данные, которые будут соответствующим образом отображаться на числовом дисплее (только в режиме выравнивания).
Клавиша H (5) при первом нажатии также изменяет режим отображения ISDU на режим отображения клавиатуры. Эта клавиша используется в режиме «ATT» для ввода магнитного заголовка.
Клавиши с буквами и цифрами, отображаются, когда вызваны клавишами изначально.
При нажатии клавиши N, S, E, W или H индикатор ENT загорается и продолжает гореть, пока вводятся цифры. Когда клавиша ENT нажата, ENT гаснет и выполняется проверка правильности данных. При необходимости данные передаются в IRU, и на дисплее отображаются выбранные параметры.
Если данные являются необоснованными, то загорается CLR, и на дисплее отображается запись. Нажатие клавиши CLR приводит к тому, что CLR гаснет, а ISDU отображает выбранные параметры.
ISDU питается от IRU, от 28 вольт постоянного тока. Два источника питания подключены параллельно к фильтру, который подает постоянный ток для работы устройства. Для питания устройства достаточно одного источника постоянного тока на 28 вольт.
Обе IRU предоставляют данные в ISDU в формате ARINC 429. Переключатель выбора системы выбирает одну из шин и передает ее процессору, который постоянно обновляет сохраненную информацию с выбранной шины. Кроме того, процессор воспринимает данные, вводимые пилотом во время выравнивания или в режиме ориентации. При подаче информации через клавиши от пилота процессор функционирует как передатчик, поставляя информацию ARINC 429 к IRU. Когда клавиши ENT или CLR нажаты, процессор функционирует как приемник.
Процессор состоит из часов, синхронизированных выбранным IRU, 32-битного регистра, который преобразует 32-битное сообщение ARINC 429 в параллельную 8-битную информацию, процессора данных, который управляет работой блока и битового датчика. Процессор обработки данных воспринимает дискретные входящие сигналы от селектора дисплея и управляет дисплеем соответственно.
Схема отображения состоит из блока логической идентификации данных, драйверов, декодеров и 13 блоков отображения. Блок логической идентификации воспринимает положение селектора дисплея, декодера и управляет затемнением и освещением дисплея по сегментам.
Инерциальный навигационный блок (IRU)
Инерциальный блок (IRU) определяет ориентацию, ускорение, угловые скорости, скорость, истинный и гиромагнитный курс, данные о местоположении, абсолютную высоту и данные о ветре. Сигналы производятся тремя лазерными гироскопами и тремя акселерометрами, установленными на самолете. Сигналы передаются в другие системы, включая компьютерную систему управления полетом, цифровую систему управления полетом, систему электронных приборов управления полетом, автоответчик, VHF-навигационную систему и приборную панель в кабине пилота.
У IRU два источника питания, один источник переменного тока 115 вольт и один источник постоянного тока 28 вольт. Любой источник достаточен для работы, но оба необходимы для начального запуска.
Внутри IRU схема управления питанием автоматически переключается на резервный источник, когда обычный источник переменного тока напряжением 115 вольт недоступен. Во время запуска схема управления проверяет, что батарея подключена, отключая вход переменного тока напряжением 115 вольт. Входные сигналы от переключателя выбора режима управляют цепями переключения электропитания. Блок питания обеспечивает напряжение для IRU и ISDU и высоковольтную работу трех лазерных гироскопов.
Все входящие данные IRU направляются в вычислительную схему. Источник данных выводит их на интерфейс ARINC 429. Данные инициализации поступают либо с компьютера управления полетом, либо с ISDU.
Программное обеспечение выполняет все вычисления, включая компенсации, навигационные вычисления и преобразования координат. Выходы гироскопа и акселерометра компенсируют смещение датчика, масштабный коэффициент, рассогласование и тепловые изменения. Компенсированные сигналы используются при вычислении тангажа, крена и курса самолета относительно локальных навигационных координат.
Три идентичные шины данных ARINC 429 предоставляют цифровые данные для систем управления полетом, автоматического освещения и управления полетом. К MSU применяется статус дискретного.
Самолеты с IRU-109 и предшествующими системами: встроенные цепи испытательного оборудования (BITE) изолируют неисправности до уровня LRU. Неисправности обозначаются желтым индикатором на панели IRU, желтым светом на MSU ошибка выводится на пользовательские системы. Пользовательские системы могут регистрировать неисправность в полете на основании неисправности, полученной от IRU. Кроме того, информация о состоянии хранятся в энергонезависимой памяти МСАТ, по крайней мере, на протяжении предыдущих девяти рейсов. Содержимое энергонезависимой памяти может быть извлечено на землю для обслуживания.
Параметры непрерывно контролируемые BITE включают работу лазера гироскопа, акселерометра и электропитания, деятельность компьютера и памяти, температуру. При первоначальном включении IRU проверяется питание аккумулятора. Индикация включения постоянного тока отображается во время проверки батареи.
Ручные тесты запускаются нажатием выключателя на IRU или удержанием селектора дисплея в положении тест. Тест также выполняется в рамках BITE IRS от FMCS CDU. Тест выполняется в режиме «выравнивания» или в режиме «навигации», когда скорость движения по земле составляет менее 20 узлов. Тест заблокирован в режиме «АТТ».