Инерциальное счисление. Навигационные характеристики инерциальных систем. Определение навигационных элементов.
Исходной информацией для инерциальной навигационной системы (ИНС) являются составляющие 
, 
ускорения самолёта по осям принятой системы координат, которая моделируется с помощью стабилизированной гироплатформы по вертикали и в азимуте. В современных ИНС используются географическая (геодезическая) и частная ортодромическая системы координат.
По измеренным значениям ускорения по осям рассчитываются соответствующие составляющие путевой скорости путём интегрирования во времени:
( 28.1 )
Расстояние, пройденное по соответствующим осям, определяется посредством дальнейшего интегрирования составляющих скорости:
(28.2)
При определении географических координат места самолёта соотношения примут вид:
(28.3)
где 
- начальные координаты самолёта.
Если гироплатформа будет стабилизирована строго в горизонтальной плоскости и азимуте, то получают правильные значения составляющих 
и 
вектора путевой скорости 
по двум взаимно перпендикулярным осям, связанным с истинным меридианом или ортодромией. Следовательно, координаты места самолёта по соответствующим осям и другие параметры также будут определены без погрешности.
Важное преимущество ИНС состоит в том, что она позволяет определить вектор путевой скорости независимо от перемещения воздушной среды. Модуль этого вектора и его направление, определяемое путевым углом:
(28.4)
Наряду с этим ИНС обеспечивает измерение и формирование гироскопического 
и истинного 
курса. Гироплатформа ИНС по своим свойствам подобна трёхстенному гироскопу с горизонтально расположенной горизонтальной осью. По этому она позволяет измерять курс такими же методами, как и другие гироскопические приборы. Так, в процессе формирования истинного курса =А - (рис.28.1). На рисунке ОХ 
- горизонтальная ось гироплатформы, ОС - направление истинного меридиана места самолёта, А – истинный азимут оси гироплатформы. Для определения истинного курса вычисляется азимут А в цифровом вычислителе и измеряется гироскопический курс (угол между горизонтальной осью гироплатформы и линией курса самолёта). Если разность -А<0, то принимается равным дополнению этой разности до 360 
. Азимут А вычисляется в цифровом вычислителе:
А=А 
+ 
А,
где А - начальный азимут определяемый при гирокомпосировании;
А – приращение азимутального угла за счёт сходимости меридианов.
Рис. 28.1 Рис. 28.2
Начальный азимут определяется после окончания горизонтирования гироплатформы при цифровой выставке.
Угол сноса с помощью ИНС находят по рассчитанным значениям истинного путевого угла 
и истинного курса : 
.
Ввод программы полета
При программировании маршрута производятся ввод географических координат (в настоящее время девяти) поворотных пунктов с помощью блока управления, ввода и индикации в запоминающее устройство навигационного вычислителя. На основе этих координат осуществляется формирование заданного путевого угла и бокового уклонения от линии заданного пути для обеспечения автоматизированного самолётовождения в горизонтальной плоскости на каждом из запрограммированных участков маршрута. При необходимости в полёте можно ввести географические координаты дополнительных ППМ по мере пролёта запрограммированных.
Введение в ИНС параметры являются достаточными, чтобы обеспечить автономно или совместно с системой автоматического управления (САУ) автоматический полёт по маршруту в соответствии с программой, введенной в неё перед полётом или в полёте.
Определяемые и индицируемые навигационные параметры в автоматическом режиме управления приведены на рис. 28.2. Из него видно, что ИНС также обеспечивает определение ортодромических координат, направления скорости и ветра (при наличии информации о воздушной скорости от СВС). Координата Z и её производная используются в САУ для выработки сигналов автоматизированного управления полётом по линии заданного пути. Текущий и заданный путевые углы вычисляются относительного истинного меридиана начальной точки текущего ортодромического участка маршрута. Истинный курс самолёта определяется относительно географического меридиана фактического места самолёта. Направление ветра 
- навигационное.
Перечень и возможный диапазон измеряемых навигационных параметров с помощью ИНС дозвуковых магистральных самолётов приведён в табл. 28.1.
Таблица 28.1
| Навигационные параметры | Диапазон измерения | Точность отсчёта | ||
| Наименование | Обозначение | |||
| Географические координаты (широта, долгота) | 
| 
|
0,1 
| |
| 
| |||
| Истинный курс (текущий) | ИК | 0-360 
| 1
| |
| Заданный путевой угол | ЗПУ | |||
| Путевой угол | ПУ | 
| 0,1
| |
| Угол сноса | УС | |||
| Путевая скорость | W | 0-1300км/ч | 1км/ч | |
| Составляющие путевой скорости | W 
| |||
W 
| ||||
| Скорость ветра | U | 0-700км/ч | 1км/ч | |
| Направление ветра | 
| 0-360
| 1
| |
| Продолжение таблицы 28.1 | ||||
| Боковое отклонение от ЛЗП | Z |  км
| 0,1км | |
| Оставшееся расстояние до очередного ППМ | S 
| 0-5000км | 1км | |
| Время полёта до очередного ППМ | T | 0-400мин | 0,1мин | |