Capitolo 15 - Navigazione Inerziale

15.1    Principi generali di funzionamento

Il sistema di Navigazione inerziale è l'unico che racchiude in sé tutte le sorgenti di informazione per la Navigazione.

Per il suo corretto funzionamento è necessario inserire soltanto la Posizione iniziale con aeromobile fermo; una volta completato l'allineamento il sistema è in grado di fornire con continuità informazioni di Posizione, sotto forma di coordinate Latitudine e Longitudine, velocità al suolo, Rotta vera, distanza da punti di coordinate note e segnali utilizzabili dagli strumenti di bordo, dall'autopilota e dal flight director.

15.2    Leggi di Newton

Al fine di comprendere il principio di funzionamento di un sistema di Navigazione inerziale, occorre per prima cosa definire le leggi basiche del moto descritte da Newton oltre 300 anni fa.

L'inerzia è una proprietà della materia che viene descritta dalla prima legge del moto di Newton:

• un corpo mantiene il suo stato di quiete o di moto rettilineo uniforme fino a quando non agisce su questo una forza non bilanciata da un'altra uguale e contraria.

La seconda legge di Newton è la seguente:

• l'accelerazione subita da un corpo è direttamente proporzionale alla risultante delle forze agenti sul corpo.

La terza legge del moto di Newton recita:

• ad ogni azione corrisponde sempre una reazione uguale e contraria.

15.3    Accelerometri, giroscopi, calcolatore di navigazione, segnali di ingresso e uscita.

Avendo a disposizione dei congegni in grado di misurare l'accelerazione (fondamentalmente una massa pendolare che per effetto delle sollecitazioni tenderebbe a portarsi fuori dalla posizione neutra, e che invece viene forzata in tale posizione per mezzo di servomotori), e grazie a circuiti elettronici in grado di effettuare operazioni di integrazione, è possibile ricavare dati di posizione mediante una doppia integrazione dei segnali di accelerazione e con la conoscenza delle condizioni iniziali (posizione iniziale e velocità iniziale) (Figura 15.1).

Lo strumento base per la Navigazione inerziale è quindi l'accelerometro.

Due accelerometri sono montati sopra una piattaforma mantenuta orizzontale e meccanicamente stabilizzata mediante giroscopi, chiamata piattaforma inerziale.

Un accelerometro misura l'accelerazione lungo la linea Nord-Sud e l'altro lungo la linea Est-Ovest.

L'accelerometro è uno strumento simile ad un pendolo. Quando l'aereo accelera, il pendolo, a causa della sua inerzia, tende ad allontanarsi dalla sua posizione neutra.

Un sensore rileva lo spostamento dal punto neutro, e invia un segnale elettrico proporzionale ad un amplificatore, che manda la corrente di uscita ad un servomotore collegato all'accelerometro.

Questo servomotore ha lo scopo di riportare la massa pendolare nella sua posizione neutra (Figura 15.2).

In realtà i servomotori sono così veloci che mantengono la massa pendolare praticamente ferma, e la corrente rilevata è semplicemente proporzionale alla forza che deve essere esercitata per mantenere gli accelerometri in posizione neutra. Essendo quindi la corrente inviata ai servomotori proporzionale alla forza esercitata, ed avendo visto che la forza è direttamente proporzionale all'accelerazione, per la seconda legge di Newton (F = ma), possiamo affermare che la corrente inviata ai servomotori può essere rappresentativa dell'accelerazione.

Il segnale di accelerazione proveniente dall'amplificatore è anche inviato ad un integratore, che è un circuito che effettua il prodotto della grandezza ricevuta per il Tempo. L'accelerazione, che è misurata in metri al secondo quadrato, è moltiplicata per il Tempo; si ottiene quindi la Velocità in metri al secondo. Il prodotto dell'integrazione è inviato ad un secondo circuito integratore. La Velocità viene nuovamente moltiplicata per il Tempo, ottenendo un risultato di Distanza.

Il circuito collegato all'accelerometro orientato per meridiano fornisce quindi la distanza percorsa lungo la direzione Nord-Sud e l'altro, quella percorsa lungo la direzione Est-Ovest.

Il computer associato al sistema inerziale conosce la Latitudine e la Longitudine del punto di partenza, inserita manualmente al parcheggio, e, avendo a disposizione l'ammontare dello spostamento lungo le due direzioni cardinali, calcola in continuazione la Posizione attuale dell'aereo .

Se gli accelerometri fossero montati rigidamente sulle strutture dell'aereo i segnali di uscita sarebbero influenzati dall'assetto di questo.

Infatti ogni pendolo tende a portarsi lungo la direzione della verticale apparente, fornendo perciò un segnale errato di accelerazione.

L'origine del problema consiste nel fatto che l'accelerazione di origine gravitazionale non è distinguibile da quella derivante da una variazione di velocità.

L'accelerometro percepisce quindi sempre l'accelerazione risultante dalla somma vettoriale di queste due componenti, mentre per i calcoli che devono essere effettuati dagli integratori, deve essere considerata solo l'accelerazione che deriva da una variazione di velocità dell'aeromobile rispetto alla superficie della Terra.

Al fine di evitare che una componente della forza di gravità venga scambiata dagli accelerometri per accelerazione dell'aereo, è necessario che la piattaforma si mantenga costantemente in posizione orizzontale. A questo fine gli accelerometri sono montati su una sospensione cardanica comunemente chiamata piattaforma inerziale.

Questa, consiste in una serie di meccanismi che permettono all'aereo di muoversi liberamente nello spazio, sia per quanto riguarda l'assetto longitudinale che laterale, mantenendo comunque gli accelerometri in posizione orizzontale (Figura 15.3).

Al fine di stabilizzare la piattaforma si usano dei giroscopi, che forniscono segnali a dei servomotori, che controllano la posizione degli snodi cardanici al fine di mantenere l'assetto della piattaforma in posizione orizzontale. La Figura 15.4 mostra come i segnali dei giroscopi vengono utilizzati per stabilizzare la piattaforma.

Sia i giroscopi che gli accelerometri sono montati sullo stesso piatto. Quando questa superficie tende a spostarsi dalla posizione livellata, l'asse di rotazione del giroscopio rimane fisso nello spazio.

Il contenitore del giroscopio si muove invece con la piattaforma; l'ammontare del movimento viene rilevato da un sensore, che invia un segnale elettrico, che viene amplificato e inviato al servomotore opportuno, al fine di ruotare gli snodi della sospensione cardanica in modo da riportare la piattaforma in posizione livellata. Lo stesso metodo è applicato per tutti e tre gli assi di rotazione.

Essendo gli accelerometri mantenuti su una superficie parallela all'orizzonte, questi non sono influenzati dalla forza di gravità, e sono quindi in grado di registrare solamente le accelerazioni reali dell'aereo sul piano orizzontale.

La piattaforma girostabilizzata sopra descritta rimane fissa nello spazio. Però l'aereo non opera nello spazio, ma sulla Terra, che è una sfera in rotazione.

Al fine di mantenere gli accelerometri livellati rispetto alla Terra, in modo che venga rilevata solamente l'accelerazione dell'aereo lungo la direzione orizzontale, deve essere fatta qualche compensazione.

Si supponga di guardare la Terra dall'alto, da un punto nello spazio sopra il Polo Nord, e che a mezzogiorno la piattaforma sia livellata, in modo che gli accelerometri percepiscano solo accelerazioni sul piano orizzontale.

Ora, siccome la Terra ruota, la piattaforma manterrebbe lo stesso orientamento nello spazio, mentre dal punto di vista di un osservatore sulla Terra, la piattaforma sembrerebbe ruotare su se stessa, effettuando un giro completo nel corso delle 24 ore. Al fine di compensare questo movimento apparente, la piattaforma è forzata ad effettuare un movimento uguale a quello della Terra. Guardando la piattaforma dallo spazio, questa sembrerà ruotare ogni 24 ore, mentre un osservatore sulla Terra la vedrà ferma e livellata, come richiesto per ottenere un funzionamento corretto.

L'ammontare di compensazione richiesta è funzione della Latitudine, dato che quella che deve essere compensata è la componente orizzontale della rotazione terrestre.

All'Equatore questo valore è di 15,04° per ora ed avvicinandosi ai poli si riduce gradualmente a zero.

La Navigazione inerziale dipende dall'integrazione dell'accelerazione al fine di ottenere Velocità e distanza. In ogni processo di integrazione devono essere conosciute le condizioni iniziali.

In questo caso le condizioni iniziali sono:

           Velocità iniziale

           Posizione iniziale

L'accuratezza con la quale i problemi di Navigazione sono risolti dipende grandemente dalla precisione con cui sono conosciute le condizioni di partenza. Perciò, il corretto allineamento è di grandissima importanza. La Latitudine e la Longitudine iniziale sono inserite manualmente nel sistema; queste devono essere quanto più accurate possibile. Al fine di ottenere una buona prestazione non è sufficiente inserire le coordinate dell'aeroporto di partenza, ma è bene inserire la Latitudine e la Longitudine della piazzola ove è parcheggiato l'aereo. La velocità iniziale è sempre zero in quanto per l'allineamento è prescritto che l'aereo non si muova dalla piazzola.

- Piattaforme inerziali laser.

Negli ultimi anni il laser ha trovato innumerevoli applicazioni nei campi più disparati, a partire dalle applicazioni militari a quelle mediche, per non parlare delle numerose applicazioni in campo industriale. e delle comunicazioni.

Nel campo aeronautico, per mezzo di due raggi laser, ruotanti in senso contrario all'interno di una cavità, si è riusciti ad ottenere un congegno che riesce ad assolvere alle stesse funzioni del vecchio giroscopio, con maggior precisione e fornendo un segnale in uscita digitale, senza bisogno di convertitori di segnale analogico-digitali per l'utilizzo da parte di calcolatori numerici.

Un laser è composto di una cavità all'interno della quale, grazie alla presenza di un gas ionizzato che emette una frequenza particolare e due specchi situati ad una conveniente distanza alle estremità della cavità, (distanza pari ad un multiplo intero della lunghezza d'onda), si innesca un processo di amplificazione della luce che si riflette avanti e indietro tra i due specchi, ottenendo infine un sistema stabilmente oscillante, con luce rigorosamente monocromatica e con tutti i fotoni sincronizzati in fase.

Al fine di poter utilizzare questa luce particolare, uno degli specchi lascia passare una piccola percentuale della luce, ottenendo quindi in uscita un raggio laser.

I giroscopi laser non sono affatto giroscopi, in quanto non vi è alcuna massa meccanica in rotazione, ma riescono ad emularne il comportamento, in quanto riescono a misurare le rotazioni intorno ad uno specifico asse.

Un giroscopio laser, è formato da un corpo triangolare, mantenuto a temperatura costante, nel quale sono ricavati sottili cavità, posizionate a forma di triangolo; in corrispondenza degli angoli vengono create delle superfici riflettenti.

Dopo l'aspirazione di tutta l'aria, viene introdotta nella cavità una piccola carica di elio e neon, e l'apertura alla base del triangolo viene sigillata.

Quando viene applicato un alto voltaggio tra il catodo e l'anodo, il gas si ionizza, e nel processo di scambio di energia, gli atomi di gas emettono una luce di colore rosa-arancio. Essendo la cavità di dimensioni opportune, le particelle smettono di muoversi casualmente e iniziano a risuonare ad una stessa, singola frequenza, producendo un raggio di luce sottilissimo, e ad elevatissima energia, che percorre la cavità triangolare.

Gli specchi agiscono sia come mezzi riflettenti che come filtri ottici, in quanto sono progettati in modo da riflettere soltanto la frequenza che interessa, e da assorbire tutte le altre.

In questo tipo di giroscopio laser, vi sono due raggi laser, che girano in senso opposto.

Dato che entrambe i raggi laser si muovono all'interno della cavità alla stessa velocità, ossia alla velocità della luce, occorre lo stesso tempo ad entrambi per completare un circuito.

Se però il circuito viene fatto rotare sul suo asse, la lunghezza del circuito per un raggio viene accorciato, mentre per l'altro viene allungata.

Il laser, è in grado di aggiustare la sua lunghezza d'onda in funzione della lunghezza del circuito, perciò il raggio che percorre il circuito più corto diminuisce la sua lunghezza d'onda (aumenta la frequenza), mentre l'opposto accade per l'altro.

La differenza di frequenza tra i due è proporzionale alla velocità angolare del giroscopio laser, e diviene quindi la misura di questa.

Se il giroscopio non ruota, le due frequenze rimangono uguali, dato che i due percorsi mantengono la stessa lunghezza, e quindi la differenza di frequenza è zero, indicando una velocità angolare uguale a zero.

La differenza di frequenza viene misurata da un sensore ottico che conta le frange di interferenza (battimenti), create dall'interferenza dei due raggi.

Dato che il segnale di uscita è rappresentato da righe di luce e di buio che si susseguono, il segnale è già in forma digitale, e disponibile per una immediata elaborazione per mezzo di computer.

Vi sono in effetti due fotocellule. La funzione di una è quella di contare gli impulsi, mentre la funzione dell'altra è quella di determinare il senso di rotazione.

Nei giroscopi tradizionali di tipo meccanico, la principale fonte di errore è la precessione dovuta alle imperfezioni nei cuscinetti e nel bilanciamento delle masse; nei giroscopi laser, la principale fonte di errore dipende da imperfezioni costruttivi degli specchi.

La piattaforma laser (Laser Gyro Inertial Reference System) è un sistema che fornisce, senza la necessità di sospensioni cardaniche, servomeccanismi e parti in movimento i seguenti dati: assetto dell'aereo in pitch e roll; Prua vera e magnetica; accelerazione lineare lungo gli assi longitudinale, trasversale e verticale; Velocità angolari dell'aereo lungo gli assi pitch, roll e yaw; Velocità inerziale nelle direzioni Nord-Sud e Est-Ovest, ground speed, angolo di Rotta vera, variometro verticale; Posizione, Latitudine, Longitudine e quota inerziale; dati del Vento (direzione, velocità, angolo di scarroccio); dati calcolati, angolo di planata (Flight path angle), accelerazione lungo la Rotta e trasversale, velocità angolari sugli assi pitch roll, accelerazione verticale e velocità verticale tendenziale.

La piattaforma laser consiste di sensori inerziali che sono fissi relativamente alla struttura dell'aereo. Questi consistono in tre o più giroscopi laser e tre o più accelerometri. I sensori, associati a microprocessori ad alta velocità, permettono al sistema di mantenere una piattaforma di riferimento stabile matematicamente invece che meccanicamente.

Questo risulta in un significativo aumento di precisione e affidabilità rispetto alle piattaforme inerziali più vecchie di tipo meccanico.

La piattaforma laser, rimpiazza, rispetto ai sistemi tradizionali:

           vertical gyro

           directional gyro

           flux valve e compensatore

           rate gyros

           accelerometri

La piattaforma laser include componenti che possono essere configurati in una singola, doppia o tripla installazione IRS. In un sistema inerziale laser, i giroscopi laser e gli accelerometri sono fissati rigidamente al supporto nel vano elettrico-elettronico dell'aereo, e quindi sono fissi rispetto alla struttura dell'aereo. Diversamente rispetto ai precedenti sistemi INS nei quali i giroscopi in rapida rotazione servivano per stabilizzare la piattaforma, non ci sono piani mobili montati cardanicamente al fine di mantenere gli accelerometri orizzontali rispetto alla superficie della Terra. Gli accelerometri sono montati in modo che l'asse di lavoro di un accelerometro sia sempre allineato con l'asse longitudinale dell'aereo, uno con l'asse laterale, e il terzo con l'asse verticale. Concordemente, i giroscopi sono montati in modo da far sì che uno rilevi la variazione in pitch, un secondo in roll, ed il terzo in yaw.

L'accelerometro produce un segnale di uscita che è proporzionale all'accelerazione percepita lungo l'asse del sensore. Un microprocessore integra il segnale di accelerazione al fine di calcolare la velocità; questa viene nuovamente integrata al fine di determinare la distanza.

Benché l'accelerazione sia usata al fine di determinare i dati di velocità e di accelerazione, quest'unico dato è insufficiente per il sistema in assenza di informazioni ulteriori.

Per esempio si consideri l'accelerometro fissato in direzione dell'asse longitudinale dell'aereo. Supponiamo che questo misuri un'accelerazione in avanti: non si ha modo di stabilire se si tratta di accelerazione verso Nord, verso Sud, verso l'alto o verso il basso.

Al fine di navigare sulla superficie della Terra, il computer deve conoscere come questa accelerazione è orientata in relazione alla superficie della Terra. Dato che gli accelerometri misurano accelerazioni riferite agli assi fondamentali dell'aereo, l'IRS deve conoscere la relazione che lega ognuno di questi assi rispetto alla superficie della Terra. I giroscopi laser, in questo sistema fisso, fanno le misurazioni necessarie per descrivere queste relazioni in termine di angoli di pitch, roll, e heading.

Questi angoli sono calcolati partendo dalle Velocità angolari misurate dai giroscopi, attraverso un'operazione di integrazione simile a quella in cui la Velocità è calcolata a partire dall'accelerazione misurata.

Se per esempio in un giroscopio laser misura una Velocità sull'asse yaw di 3° al secondo per 60 secondi, attraverso l'integrazione, il microprocessore calcolerà un cambiamento di Prua di 180°.

Grazie alla conoscenza degli angoli di pitch, roll e heading forniti dai giroscopi, il microprocessore scompone i segnali di accelerazione totale, come componenti di accelerazione riferite alla Terra, e quindi effettua i calcoli di Navigazione sui piani orizzontale e verticale.

Si tratta in sostanza di calcolare le componenti del vettore accelerazione totale, (vettore dato dalla somma vettoriale dell'accelerazione di gravità e dell'accelerazione effettiva dell'aereo), misurato rispetto ad un riferimento solidale alla sfera terrestre, partendo dalle componenti dello stesso vettore, riferite però ad una terna di assi cartesiani (assi roll, pitch e yaw), che sono mobili nello spazio. Si tratta in definitiva di una trasformazione di coordinate.

Nelle condizioni di volo normali tutti e sei i sensori percepiscono simultaneamente movimenti continui, perciò i calcoli coinvolti sono particolarmente complessi e necessitano di un potente e veloce microprocessore capace di effettuarli con la massima precisione.

Oltre ai concetti sopra discussi vi sono alcuni altri parametri che devono essere considerati al fine di poter navigare sulla superficie della Terra.

Occorre fare qualche considerazione particolare sull'influenza della forza di gravità della Terra , rotazione e forma.

Un sistema inerziale laser, compensa per questi effetti particolari per mezzo di software.

La Velocità verticale e la quota sono calcolate usando la componente dell'accelerazione che è misurata in direzione perpendicolare rispetto alla superficie della Terra.

Un accelerometro inerziale, non può distinguere tra forza gravitazionale e effettiva accelerazione. Conseguentemente, qualsiasi accelerometro che non sia perfettamente parallelo alla superficie della Terra misurerà una componente della gravità oltre alla vera accelerazione verticale.

Il microprocessore dell'IRS deve quindi sottrarre la gravità locale dall'accelerazione verticale misurata. Questo evita che il sistema interpreti la forza di gravità come un'accelerazione verticale dell'aereo.

Lo scopo del giroscopio è quello di misurare il moto di rotazione dell'aereo rispetto alla Terra. Il giroscopio laser fissato rigidamente all'aereo misura invece i movimenti dell'aereo rispetto allo spazio. Si può anche immaginare che il giroscopio misuri il moto dell'aereo rispetto alla Terra più il moto della Terra rispetto allo spazio.

La Terra ruota rispetto alle stelle fisse effettuando una rotazione ogni 24 ore, più una rotazione all'anno a causa della rivoluzione intorno al sole. La somma di queste due rotazioni è equivalente ad una Velocità angolare di circa 15,04° all'ora. Il microprocessore compensa per questa rotazione sottraendo questo valore, che è conservato in memoria, dal segnale Est-Ovest misurato dal giroscopio. In effetti non vi è fisicamente un giroscopio orientato per Est-Ovest, quindi anche in questo caso, il valore corrispondente alla rotazione terrestre viene sottratto da un segnale che è il risultato di calcoli precedenti effettuati dal computer.

Senza questa compensazione per la rotazione della Terra, un IRS operante all'Equatore, penserebbe erroneamente di essere a testa in giù dopo 12 ore di Navigazione.

In altre posizioni sulla superficie della Terra il sistema misurerebbe errori proporzionali in pitch, roll e Heading.

L'effetto maggiore causato dalla forma sferica della Terra è in qualche modo simile a quello causato dalla rotazione. Quando un aereo viaggia sulla superficie della Terra, questo percorre un arco di cerchio a causa della sua forma. Conseguentemente, i giroscopi, ed in particolare il giroscopio dell'asse pitch misurano una Velocità angolare, dato che percorrere un percorso curvo comporta sempre una rotazione.

Questa rotazione, chiamata transport rate, non è un movimento di rotazione dell'aereo rispetto alla superficie della Terra, e quindi l'IRS, quando percepisce un movimento in pitch, deve determinare quanto di questo sia dovuto al transport rate e quanto invece al movimento effettivo dell'aereo rispetto alla Terra.

La Velocità angolare dovuta allo spostamento dell'aereo è data dalla Velocità orizzontale dell'aereo divisa per il raggio della Terra più la quota dell'aereo.

Il microprocessore effettua questi calcoli usando un valore del raggio terrestre conservato in memoria, e variabile con la Latitudine; quindi sottrae il risultato dalle misure dei giroscopi. Questa correzione è essenziale al fine di effettuare una Navigazione accurata.

Per esempio, senza questa compensazione, un l'IRS di un aereo che vola da una Posizione ad un'altra agli antipodi indicherebbe incorrettamente di essere a testa in giù all'arrivo.

Vi sono inoltre numerose altre correzioni minori che vengono apportate al fine di ottenere la più alta precisione possibile.

Durante l'allineamento, l'IRS determina la verticale locale, la direzione del Nord vero e la Latitudine dell'aereo.

Dentro l'IRS i tre giroscopi percepiscono il movimento angolare dell'aereo mentre questo è fermo al parcheggio. Dato che l'aereo è fermo durante l'allineamento, il movimento angolare percepito dipende dal moto della Terra. Il computer usa questi dati per determinare la Latitudine ed il Nord vero.

La misura della rotazione permette al computer dell'IRU di stimare correttamente la Latitudine della Posizione presente. Questa Latitudine calcolata viene confrontata con la Latitudine inserita dall'operatore durante l'inizializzazione.

I comandi specifici possono differire a seconda dell'effettivo impianto usato. In generale esiste un mode select switch che viene posizionato su ALIGN o direttamente su NAV.

Inizia a questo punto la fase di allineamento durante la quale il software effettua il calcolo della verticale e determina la Prua e la Latitudine dell'aereo.

Ad una fase iniziale di allineamento segue una fase di raffinamento dei dati. La Latitudine e la Longitudine devono essere inserite manualmente attraverso il display dell'IRS o attraverso il Flight management system.

Dopo l'allineamento, l'IRS entra in NAV mode automaticamente se il mode select switch era stato posizionato su NAV; altrimenti, se questo era stato posizionato si ALIGN, il sistema rimane in allineamento fino a quando il pilota seleziona il mode NAV.

L'IRU completa l'allineamento in un Tempo variabile tra due minuti e mezzo all'Equatore e dieci minuti a settanta gradi di Latitudine.

L'aereo deve rimanere fermo durante la fase di allineamento. Se questo viene mosso, il sistema deve essere messo su OFF e deve essere effettuato un nuovo allineamento. Se durante l'allineamento l'IRU percepisce movimenti eccessivi, si avrà un segnale di avviso indicante che la fase di allineamento non è stata conclusa con successo. In questo caso occorre mettere i selettori su OFF e iniziare un altro allineamento. Le normali attività di imbarco dei passeggeri e le raffiche di Vento non sono di disturbo.

La Posizione inizialmente inserita può essere aggiornata fino a quando non è conclusa la fase di allineamento. Ogni nuovo inserimento cancella la Posizione precedente.

L'IRU effettua un test che riguarda la ragionevolezza dei dati inseriti e un test per verificare la buona prestazione dell'impianto.

Per quanto riguarda la ragionevolezza dei dati inseriti, la Latitudine e la Longitudine devono essere entro una determinata distanza non eccessiva da quelle che il sistema ha memorizzato in occasione dello spegnimento.

Ciò è molto comodo, in quanto si prevengono grossolani errori di Posizione al parcheggio, del tipo di quello di inserire una Longitudine di segno contrario a quella effettiva.

Nel caso particolare in cui l'IRU sia stato trasferito in un altra locazione dopo lo spegnimento, questo, all'accensione non riconoscerà le coordinate inserite, e darà un avviso richiedente il controllo della Posizione. Si può fare l'override dell'avviso inserendo nuovamente le stesse coordinate.

Al termine dell'allineamento, l'IRS effettua un confronto tra la Latitudine inserita e quella calcolata. La differenza deve essere contenuta entro un certo limite, altrimenti si ha un avviso di allarme.

Quando i test sono positivamente conclusi, l'IRS entra la fase NAV; a questo punto l'aereo può muoversi e il sistema è impiegabile operativamente.

- Vantaggi e svantaggi di un sistema inerziale

I sistemi inerziali hanno il grande vantaggio di essere completamente autosufficienti, self-contained, e di non richiedere alcun apparato di terra. Sono inoltre molto precisi, soprattutto quelli laser dell'ultima generazione senza parti in movimento.

Gli svantaggi dei navigatori inerziali risiedono principalmente nel costo di acquisto iniziale elevato, che li pone fuori della portata della stragrande maggioranza degli operatori dell'aviazione generale.

Per quanto riguarda l'impiego operativo è da ricordare che il sistema deve concludere il ciclo di allineamento con l'aereo fermo, che l'eventuale inserzione di una Longitudine sbagliata non è riconoscibile dal sistema se non tramite il confronto con le ultime coordinate memorizzate al momento dello spegnimento, che il tempo necessario per l'allineamento aumenta con la latitudine, e che al di sopra di un certo valore di questa (sopra i 70° Nord e Sud circa), l'allineamento può risultare non soddisfacente. Inoltre piccoli errori di rilevazione delle accelerazioni da parte degli accelerometri producono errori nella determinazione della posizione crescenti con il tempo. È quindi necessario (nei sistemi non FMS) procedere quando necessario ad un aggiornamento manuale della posizione.

Procedure ed impiego dell'INS

- Caricamento dei dati

L'impiego dei sistemi INS richiede massima cura e vigilanza al fine di impedire l'errore umano, errore che, per le stesse caratteristiche della navigazione condotta con sistemi INS, può essere tempestivamente rilevato solo operando nel rispetto delle norme e delle procedure operative.

L'allineamento delle piattaforme va effettuato con le modalità e le precauzioni esposte negli Operations Manual di ogni singola macchina.

- Posizione aeromobile al suolo

La posizione dell'aeromobile a terra, come già accennato in precedenza, deve essere inserita con la massima precisione; è quindi necessario inserire le coordinate della piazzola dove l'aereo è parcheggiato: l'informazione è ricavabile dalla cartina dell'aeroporto, e in molti scali anche dal segnale che riporta oltre al nome del parcheggio anche le sue coordinate.

Nei sistemi FMS, in cui tutti i punti del piano di volo vengono automaticamente inseriti digitando sulla opportuna pagina del MCDU il codice della linea (per esempio FCOHKG01), le coordinate del punto iniziale sono quelle medie dell'aeroporto.

Il valore di Latitudine e Longitudine può essere modificato operando con gli appositi tasti(, ).

Il sistema opera comunque un rifasamento automatico al momento dell'avanzamento delle manette alla potenza di decollo: l'FMS rifasa la sua posizione con quella della testata della pista di decollo che è stata inserita.

- Punti del piano di volo

Sia a terra che in volo le coordinate vanno caricate da un CM e, successivamente (ed indipendentemente), controllate da altro CM, il quale confronta i dati procedendo alla lettura dai CDU al piano di volo (o carta di navigazione) e non viceversa.

Il controllo delle distanze parziali fra i waypoints può essere eseguito congiuntamente da due membri di equipaggio.

Occorre anche provvedere alla registrazione della sequenza della numerazione dei waypoints inseriti, in maniera chiara e leggibile sul piano di volo operativo.

In pratica nei sistemi non FMS si associa ad ogni waypoint del piano di volo un numero progressivo, da 1 a 9, ed il numero annotato sul piano di volo deve corrispondere alla posizione di memoria in cui ogni singolo punto è stato inserito nel navigatore inerziale.

In area NAT MNPS, allo scopo di ridurre le occasioni di manipolazione dei CDU in corso di navigazione, occorre caricare le coordinate dei waypoints per l'intera traversata solo dopo la conferma della clearance oceanica.

Ogni manipolazione in volo dei CDU (caricamento coordinate, interventi sulla sequenza automatica di successione waypoints, up-dating etc), in particolare del sistema che sta conducendo la navigazione, deve essere soggetta al controllo incrociato di un altro CM, preferibilmente il Comandante; ciò non deve tuttavia impegnare contemporaneamente l'attenzione di entrambi i piloti ai comandi per periodi di tempo prolungati o in fasi critiche del volo.

- Utilizzo normale in volo

Per la navigazione INS è raccomandato l'accoppiamento autopilota - piattaforma INS (funzione NAV).

Costante attenzione deve essere prestata al fine di individuare eventuali disinserimenti involontari dell'accoppiamento.

Nel caso di autopilota non asservibile alle piattaforme INS (funzione NAV), ogni sforzo deve essere fatto per mantenere l'aeromobile entro 2 miglia di scostamento laterale ("cross-track error") rispetto alle indicazioni di rotta.

Almeno un HSI va usato in funzione INS.

Durante la navigazione INS è necessario:

  controllare periodicamente sul CDU del sistema che conduce la navigazione che le coordinate della posizione dell'aeromobile siano coerenti con quelle previste per la rotta autorizzata;

  all'approssimarsi di ciascun waypoint controllare sul CDU del sistema che conduce la navigazione che le coordinate del prossimo waypoint (in area MNPS dei 2 prossimi waypoints) siano quelle previste per la rotta autorizzata e controllare che rotta e distanza per il prossimo waypoint corrispondano con i valori riportati sul piano di volo, sulla carta di navigazione o suIIe "True Track & Distance Tables", come applicabile;

  a circa metà strada fra 2 waypoint verificare che l'aeromobile stia seguendo la rotta assegnata;

  in area NAT MNPS tracciare sulla "Crossing Chart" iI punto corrispondente alle coordinate lette sul CDU del sistema che conduce la navigazione con relativo orario;

  in area MNPS mantenere il CDU del sistema che conduce la navigazione su POS e, per la trasmissione dei "position reports" oceanici, leggere le coordinate direttamente dal CDU (selettore in posizione WPT);

  attenersi, come nel "read back" di clearances e reclearances, alla fraseologia standard nella trasmissione delle coordinate.

Per ottenere la massima accuratezza della navigazione INS, occorre effettuare radio up-dating alle piattaforme, ove possibile, in particolare prima dell'ingresso in aree ove l'INS costituisca l'unico mezzo per la Navigazione.

NOTA: Se non sono possibili radio up-dating e il Comandante lo ritenga opportuno, si può fare ricorso al manual up-dating.

Nei sistemi FMS, tutti i punti vengono inseriti a terra, tranne quelli che riguardano la traversata oceanica.

Per questi, l'inserimento viene ritardato fino al momento della ricezione della "clearance oceanica".

Il controllo dei punti viene effettuato a terra, e in volo non è generalmente necessario inserirne altri, tranne quelli eventualmente necessari a causa di un diverso instradamento in volo o quelli riguardanti la procedura strumentale.

Sul Navigation Display compare la rotta che verrà seguita automaticamente dall'autopilota se selezionato in funzione NAV.

Ogni waypoint viene indicato con il suo nominativo (2 o 3 lettere per le radioassistenze, 4 lettere per gli aeroporti, 5 lettere per le intersezioni), o con le sue coordinate in caso di track oceanica.

L'impiego di sistemi FMS, è molto più facile ed intuitivo rispetto ai sistemi tradizionali, in quanto si ha un'immagine pittorica reale in scala della rotta e della posizione dell'aereo rispetto a questa.

La navigazione INS lungo rotte RNAV pubblicate, che sono rotte ATS a tutti gli effetti, va effettuata in accordo con quanto esposto nei paragrafi precedenti.

Se entro la portata utile di radioassistenze, è buona norma controllare posizione e rotta dell'aeromobile, come possibile, anche con riferimento ad esse.

In aerovia la navigazione deve essere condotta facendo riferimento alle radioassistenze che definiscono l'aerovia stessa (o la rotta radioassistita).

L'uso dell'INS è ammesso purché non vengano consentiti scostamenti dell'aeromobile rispetto all'aerovia o alla rotta assegnata.

Ove il Comandante lo ritenga conveniente, tuttavia, durante il volo può essere richiesta all'ATC l'autorizzazione alla navigazione inerziale per procedere direttamente fuori aerovia, dalla posizione del momento ad una radioassistenza (o intersezione) ancora fuori portata.

È buona norma controllare posizione e rotta dell'aeromobile anche con riferimento, come possibile, alle radioassistenze.

Nelle aree terminali la navigazione deve essere condotta facendo riferimento alle radioassistenze.

L'uso dell'INS è ammesso purché non vengano consenti scostamenti rispetto alle rotte prescritte o desiderate e purché eventuali manipolazioni dei CDU non distolgano l'attenzione dei piloti ai comandi dalla condotta dell'aereo.

Se vengono assegnate dall'ATC STAR o SID RNAV la navigazione INS va effettuata in accordo con quanto esposto precedentemente, con il divieto di manipolazioni prolungate dei CDU (ad es. per caricamento di coordinate di waypoint) a discesa iniziata (nel caso di rotta RNAV di arrivo).

Nelle procedure strumentali di avvicinamento e di mancato avvicinamento, la manovra dell'aeromobile va effettuata con riferimento alle radioassistenze associate alla procedura.

Il ricorso all'INS è ammesso solo come cross-check delle radioassistenze usate, con il divieto di prolungate manipolazioni dei CDU.

Durante la navigazione, in tutte le fasi del volo la posizione dell'aeromobile deve essere anche verificata, col grado di precisione reso possibile dai radioaiuti disponibili, attraverso le indicazioni degli stessi ("raw data").

Inoltre, per mantenere la consapevolezza della posizione dell'aeromobile e per sorvegliare il corretto funzionamento dei sistemi, entrambi i piloti debbono avere predisposte e visibili le carte di navigazione e di procedura appropriate, anche se è in uso il sistema completo di auto flight/nav.

Nel caso di banca dati di navigazione FMS scaduta o non aggiornata, i dati scaduti possono essere impiegati per la condotta del volo utilizzando la funzione NAV solo dopo aver controllato, per ognuno di essi, la validità con quanto riportato nella documentazione di navigazione aggiornata.

Per l'impiego dei sistemi FMS quale unico mezzo per la navigazione (o per la navigazione lungo rotte radioassistite) valgono le norme e le avvertenze, per quanto applicabili, esposte precedentemente, circa l'uso dell'INS lungo rotte RNAV e in aerovia.

Per l'uso dell'FMS nelle aree terminali e nelle procedure strumentali, la navigazione deve essere condotta facendo esclusivo riferimento alle radioassistenze tutte le volte che il livello di precisione dei dati FMS di posizione sia ridotto (con conseguente "map shift" del "Navigation display").

- Cambio dei punti inseriti

I sistemi tradizionali (Carousel IV o Litton 72) hanno la possibilità di memorizzare solo 9 punti, nelle posizioni di memoria da 1 a 9.

Nel caso in cui la navigazione debba procedere attraverso un punto diverso da quelli caricati inizialmente, sarà sufficiente inserire in memoria, al numero appropriato, le coordinate del nuovo waypoint. Queste sostituiranno quelle inserite precedentemente.

Nel caso di voli abbastanza lunghi, con più di nove punti di sorvolo, è possibile inserire inizialmente solo i primi nove.

Durante il volo, avendo per esempio già sorvolato i primi sei punti, e percorrendo quindi la tratta 6-7, imbound al settimo waypoint, è opportuno caricare i successivi 5 punti del piano di volo non ancora inseriti nominandoli da 1 a 5 (nell'esempio, essendo la tratta che si sta percorrendo la 6-7, abbiamo i waypoints da 1 a 5 già sorvolati e quindi utilizzabili per l'inserzione di nuove coordinate).

Successivamente si continuerà ad inserire i nuovi waypoints, periodicamente, dopo il sorvolo di alcuni di quelli già inseriti.

Nei sistemi FMS, per sostituire un punto con un altro è sufficiente digitare il nominativo opportuno ed inserirlo nella posizione appropriata nella sequenza dei punti del piano di volo.

Occorre anche eventualmente cancellare i punti non più necessari e la discontinuità che viene inserita automaticamente modificando l'instradamento.

- Passaggio diretto ad altro punto del piano di volo

Per procedere direttamente dalla posizione attuale dell'aeromobile in volo ad un punto successivo del piano di volo, nei sistemi tradizionali è sufficiente premere il tasto WY PT CHG (waypoint change) e successivamente digitare 0 (che indica la posizione attuale) e quindi il numero del punto verso cui si intende procedere direttamente. Occorre poi premere Insert.

Nei sistemi FMS occorre premere il tasto DCT TO (direct to), quindi selezionare uno qualsiasi dei punti del piano di volo, o digitare il nominativo di un qualsiasi punto contenuto nella banca dati del computer, o anche inserire le coordinate geografiche.

- Utilizzo per volo su track parallela

Nei sistemi tradizionali, posizionando il selettore su XTK/TKE è possibile visualizzare sul display lo scostamento laterale a destra o a sinistra, in miglia e decimi di miglio rispetto alla tratta congiungente i due waypoint selezionati. La funzione è utile quando si vola per prue, al fine di controllare la distanza dalla track prevista.

Nei sistemi FMS, è invece possibile selezionare l'off-track come un valore in miglia a destra o a sinistra rispetto alla rotta inizialmente selezionata.

Si definisce quindi una nuova rotta parallela a quella inizialmente inserita, che viene visualizzata sul Navigation Display con una linea continua, mentre la rotta originaria viene rappresentata come una linea tratteggiata.

L'autopilota manterrà la nuova rotta così definita con la stessa precisione con cui manteneva la rotta originaria.

- Aggiornamento del sistema manuale e automatico

Nei sistemi tradizionali la posizione può essere aggiornata manualmente qualora ciò si rilevi necessario in occasione del sorvolo di un waypoint di coordinate note.

La procedura per l'aggiornamento manuale della posizione è la seguente:

 - prima di giungere sul punto in cui sarà possibile effettuare un FIX sicuro occorre collegare i due o più INS mediante REMOTE e mettere il selettore su DIS/TIME e su MAN;

- sulla verticale del FIX si deve premere HOLD e leggere le indicazioni di distanza (scostamenti radiali) che appaiono sugli indicatori digitali;

- se lo scostamento radiale medio è sufficientemente piccolo da non richiedere un aggiornamento della posizione, si dovrà premere HOLD e continuare la navigazione senza correzioni;

- se lo scostamento è tale da richiedere un aggiornamento della Posizione, bisogna inserire le coordinate del FIX, mantenendo il selettore su POS e quindi premere nuovamente HOLD.

In entrambi i casi, il computer tiene conto del percorso effettuato durante il congelamento dei dati (HOLD) e, appena sbloccato il tasto HOLD fornirà i dati aggiornati in base alla effettiva posizione raggiunta dall'aeromobile.

Nei sistemi FMS il processo di aggiornamento della posizione è concettualmente diverso.

Tre navigatori inerziali laser (IRU) forniscono la posizione da ognuno di questi calcolata ad un calcolatore (FMC), il quale, avendo a disposizione oltre ai parametri forniti dagli IRU anche i dati aria, i segnali delle radioassistenze di terra ed una serie di altri dati, riesce a calcolare una posizione dell'aeromobile che è quella più probabile in funzione di tutti i parametri di ingresso.

Quando la Navigazione è condotta unicamente riferendo la posizione calcolata dal computer FMC ai parametri degli IRU, sul Navigation Display appare un avviso indicante INS NAV.

Quando la posizione calcolata dal FMC è automaticamente aggiornata grazie ai segnali delle radioassistenze di terra, l'avviso sul Navigation Display indica R/I NAV (Radio Inertial Navigation).

Su una particolare pagina del MCDU (REF INDEX - IRS STATUS), è possibile controllare il rilevamento e la distanza del punto calcolato da ogni singolo IRU rispetto al punto calcolato dal FMC in funzione di tutti i dati disponibili.

- Autoverifica di funzionamento

Gli apparati INS dispongono di un complesso capace di regolare automaticamente la sequenza delle operazioni di calibratura dei vari strumenti e di indicare con cifre codificate lo "status" di tale sequenza e l'eventuale insorgere di avarie.

Oltre a segnalare l'insorgere di condizioni anormali di funzionamento (accensione luce WARN) l'apparato permette anche di identificarne la causa, attraverso un codice numerico che appare sull'indicatore digitale destro del CDU quando il Data Selector è posto su DSR TK/STS.

In funzione del numero di codice letto dovrà quindi essere intrapresa una opportuna azione correttiva, quando possibile, secondo le indicazioni di una apposita tabella.

Le codificazioni e, nel caso di avarie, le possibili azioni correttive, variano secondo il tipo di apparato, pur essendo sostanzialmente simili.

Controllo della calibratura inerziale.

Sul Litton 72 l'andamento della stabilizzazione e della calibratura dei vari componenti viene indicato da una sequenza di numeri che vanno da 90 a 0 (teorico).

Ogni numero indica un determinato "status" del processo e appare sull'indicatore digitale destro, quando il Mode Selector è posto su DSR TK - STS.

All'inizio dell'attivazione dell'apparato (MSU su STBY) il numero è 90, decresce a 80 dopo un minuto e tale rimane fino a quando non si passa su ALIGN. Quindi decresce a 70 (raggiungimento della temperatura operativa). A 60 viene effettuato un test automatico del sistema. Se il test è positivo, il processo di allineamento procede ed i numeri decrescono fino a 40.

Se il test è negativo la spia WARN lampeggia per indicare l'errato inserimento della Latitudine, oppure un'avaria nell'INS, e bisogna intervenire secondo necessità.

Dopo 2 minuti di permanenza sul 40 il numero decresce gradualmente e in circa 6 minuti arriva a 02. Se tutto è regolare quasi contemporaneamente si accende la spia READY NAV del MSU e si può quindi porre il selettore su NAV (il numero passa allora da 02 a 01, per indicare il completo stato di allineamento).

Se la spia READY NAV non si accende dopo 8 minuti dall'apparizione del numero 40, la spia WARN lampeggia per indicare una anomalia.

Bisogna, allora, attraverso iI numero di codice avaria, individuare la natura dell'avaria e intraprendere le eventuali azioni correttive.

Il tempo di tutta la sequenza è di 15 - 20 minuti.

L'apparato si può disporre su NAV direttamente da STBY (dopo aver inserito le coordinate della posizione iniziale); in tal caso esso procede automaticamente; la cifra 01 sul CDU indica la fine della sequenza.

Sul Carousel IV il numero che indica lo "status" della calibratura va da 9 a 0 e appare nella 5° casella dell'indicatore digitale destro (selettore su DSR TK/STS). La prima casella indica 0 (zero) se l'apparato è in fase di allineamento, indica 1 (uno) se è pronto per la navigazione.

La seconda, terza e quarta casella sono normalmente vuote in questa fase.

Durante l'allineamento il numero che compare nella 5° casella è 9 (computer STBY operation), 8 (coarse leveling), 7 (coarse azimut), 6 (fine align) e 5 (gyro compassing complete). Il 5 indica il minimo grado di allineamento accettabile.

Numeri inferiori a 5 sono indicati come "performance index" (P.I.) e rappresentano il grado di calibratura del giroscopio Z.

Nella 6°casella appare il numero di P.I. desiderato e inserito inizialmente (mediante la tastiera del data keyboard); usualmente il 4.

Quando l'actual PI (2°casella) diventa uguale o inferiore al desired P.I. (6°casella) si accende la spia "Ready NAV" del MSU ed il sistema può essere disposto su NAV.

La durata dell'intera sequenza va da 10 a 20 minuti, in funzione del desired P.I. inserito.

L'apparato può essere disposto su NAV direttamente da STBY, dopo avere inserito le coordinate della posizione iniziale, ed effettua tutta la sequenza di allineamento automaticamente.

- Codici di azione e di malfunzionamento

Le segnalazioni, sia delle avarie sia delle possibili azioni correttive, sono rappresentate, come già detto, con numeri codificati che appaiono sull'indicatore digitale destro.

Per quanto sostanzialmente simili, le codificazioni e le procedure variano secondo il tipo di apparato. In ogni caso, però, l'insorgere di un malfunzionamento viene rivelato dalla spia WARN e le indicazioni relative alla natura dell'avaria ed alle azioni correttive si hanno dopo aver selezionato sul Data Selector la posizione DSR TK - STS.

Sui manuali di impiego di ogni singola macchina sono riportate le procedure dettagliate e le tabelle con tutti i codici che si possono presentare in funzione del modello di piattaforma installata.

Nei sistemi FMS i selettori degli IRU vengono portati immediatamente da OFF a NAV; occorre solamente inserire e confermare la Posizione iniziale, e attendere che la sequenza di allineamento sia completata.

Durante l'allineamento si ha l'avviso NO TAXI sul PFD alla base dell'anemometro, per ricordare che l'aereo non può essere mosso durante questa fase. Al termine dell'allineamento si accende invece l'avviso TAXI.

In caso di malfunzionamento compare l'avviso opportuno, che descrive il tipo di problema presente. In questo caso non è necessario ricorrere a codici o a tabelle in quanto l'avviso è in chiaro e le conseguenze eventuali sono chiaramente esplicitate.

Esempio.

IRU 1 NAV FAIL: è un avviso di livello 2 che indica che l'IRU 1 è in avaria per la parte navigazione.

Sulla pagina MISC compare l'avviso: ATTITUDE DATA REMAINS USABLE, indicante che le informazioni di assetto provenienti dall'IRU sono tuttora valide.