1. Инерциальная система геометрического типа. В этих системах блок гироскопов ориентируется и стабилизируется в инерциальном пространстве, а платформа с акселерометрами ориентируется в горизонтальной плоскости и следит за положением местной вертикали. Координаты места движущегося объекта получаются измерением углов между платформой с акселерометрами и блоком гироскопов.
2. В инерциальной системе полуаналитического типа акселерометры п гироскопы находятся на одной платформе, причем прецессия гироскопов, а за ними и поворот платформы вызываются сигналами, снимаемыми с акселерометров. Координаты местоположения объекта определяются в счетнорешающем устройстве, расположенном вне платформы.
3. В инерциальных системах аналитического типа и акселерометры и гироскопы неподвижны в инерциальном пространстве. Координаты объекта получаются в счетнорешающем устройстве, в котором обрабатываются сигналы, снимаемые с акселерометров и устройств, определяющих поворот самого объекта относительно гироскопов и акселерометров.
Выбор типа инерциальной системы зависит от возможностей размещения инерциальной системы на движущемся объекте, системы координат, в которой происходит счисление пути, наличия средств коррекции и средств начальной ориентации системы и
т.д.
Рассмотрим одну из возможных принципиальных схем инерциальной системы навигации второго типа.
Платформа 3 помещена в карданов подвес, внешняя ось которого крепится к корпусу самолета. Двигатель 1 управляется от какой-либо курсовой системы, ориентируя ось Ох платформы по направлению Восток — Запад, а ось Oz— по направлению Север — Юг. На платформе установлены акселерометры 2 и 14. Акселерометр 2 всегда ориентирован по направлению Восток — Запад и измеряет горизонтальные ускорения самолета в этом направлении, акселерометр 14 — в направлении Север — Юг.
Ориентирование оси Оу по направлению местной вертикали осуществляется системой, куда входят: акселерометры 2 и 14, интеграторы 4 и 17, трехстепенные гироскопы с. вертикальными кинетическими моментами, двигатели стабилизации 6 и 12. Параметры системы выбираются такими, чтобы они представляли собой невозмущаемую гировертикаль с периодом колебаний Г= 84,4 мин.
Ускорения, измеряемые акселерометрами, после однократного интегрирования управляют прецессией гироскопов через датчики моментов 13 и 7, а гироскопы через датчики углов 5 и 11 управляют стабилизирующими двигателями платформы 6 и 12.
Ускорения самолета, измеренные акселерометром 14 и проинтегрированные в интеграторе 17, представляют собой путевую скорость по направлению Север — Юг. После второго интегрирования в интеграторе 16 получают путь, пройденный самолетом в этом же направлении. Если известна начальная широта фо, то на указателе 15 система будет индицировать текущую географическую широту места.
Сигнал, снимаемый с интегратора 4, пропорционален скорости полета самолета по направлению географической параллели, но в эту скорость входит и скорость вращения Земли.
Как и все измерительные устройства, инерциальные системы навигации подвержены ошибкам как методическим, так и инструментальным. К методическим ошибкам относят ошибки, вызываемые ускорениями Кориолиса, несферичностью Земли и т. д., к инструментальным — ошибки элементов, составляющих систему, и ошибки начальной ориентации платформы. Однако точность современных инерциальных систем достаточно высока и составляет примерно 2 км за час полета; такой точностью обладают зарубежные системы Литтон 51 и Литтон 104.
Инерциальные системы навигации находят все большее применение в гражданской авиации, так как позволяют получать высокую точность при решении большого комплекса навигационных и пилотажных задач
