Como o desvio é corrigido nos indicadores de atitude / direção acionados pelo INS?

Question

Como o desvio é corrigido nos indicadores de atitude / direção acionados pelo INS?

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( wikimedia.org ) Instrumentos EFIS durante um voo de teste.

Como o desvio (erro acumulado) é anulado em indicadores de atitude / direção orientados por INS?

A postagem relacionada Como os indicadores de atitude são mantidos corretos? 'não abrange os instrumentos de voo acionados por INS , seja ele eletromecânico ou puro-EFIS. Em um sistema puramente mecânico, uma das soluções são as engenhosas "pás pendulares", como mostra o outro post.

Embora existam dois tipos principais de sistemas INS, o strap-down e o plataforma estabilizada, não sei se a correção de desvio é a mesma (computacional?) ou diferente.

Estou pedindo por curiosidade e, portanto, estou procurando uma resposta simples (em oposição ao funcionamento interno). Por exemplo, se computacional, quais entradas / sensores são usados para corrigir uma quantidade desconhecida de desvio? Se mecânico, qual é o equivalente das 'pás pendulares' quando se trata de instalações INS?

Eu tentei procurar uma resposta, mas continuo chegando a inovações / documentos muito recentes [e muito técnicos], e não ao princípio central.

Atualização:

Eu encontrei este post no blog , que não é sobre INS de aeronaves sistemas, mas se eu entendi corretamente, sensor de fusão faz tais instrumentos não propensos a deriva de longo período. O mesmo princípio é usado nos instrumentos de vôo acionados por INS?

avionics inertial-nav-system flight-instruments

por ymb1 21.02.2018 / 14:52

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Por que Todd chama Dirk Delicadamente “um monstro”? O que é esse objeto semelhante a uma chave de fenda?

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Os sistemas de navegação por inércia não precisam corrigir desvios.

Os modernos giroscópios ópticos derivam cerca de 0,001 ° / h e até os mecânicos utilizados a bordo da nave espacial Apollo em 1969 alcançaram 0,03 ° / h (ver Relatório de Missão da Apollo 8, página 119 . Após um vôo de 20h com esses giroscópios mecânicos, o desvio acumulado seria de 0,6 ° e, portanto, menor do que o erro de um indicador de atitude comum, auto-ereto, durante um turno.

A razão pela qual os indicadores de atitude comuns precisam de um mecanismo de ereção não é que sejam imprecisos, é porque a Terra gira e a aeronave se move.

A Terra gira a uma taxa de 15 ° / h no equador e 0 ° / h nos pólos. O indicador de atitude deve adaptar-se à deriva desconhecida, a menos que saiba a sua latitude, caso em que a deriva também é conhecida.
As aeronaves viajam por distâncias consideráveis. O horizonte local na Cidade do Cabo (34 ° S) difere do horizonte local em Berlim (52 ° N) por 86 °. Um indicador de atitude deve corrigir essas mudanças também, a menos que saiba que apenas viajou da Cidade do Cabo para Berlim.

Sistemas de navegação inercial não sofrem com esses problemas. Eles sabem a sua posição, o caminho que eles viajaram e quanto tempo eles estão voando. Eles apenas deixam os giroscópios como estão e aplicam correções apenas ao display.