угловой ориентации. Основной системой отсчёта является инерциальная (галилеева) 
система координат O{{???}} с началом в центре Земли (см. рис.). По сигналам 
акселерометров и гироскопов реализуется (физически или аналитически) связанная 
с летательным аппаратом горизонтированная (плоскость XY совпадает с плоскостью 
местного горизонта) система координат (сопровождающий трехгранник) Cxyz, в 
которой решается основное уравнение инерциальной навигации:
{{формула}}
где f — вектор ускорения, измеряемый акселерометрами, g(r) — вектор 
напряжённости поля тяготения Земли, r — радиус-вектор летательного аппарата. 
Взаимное расположение систем координат O{{???}} и Cxyz однозначно определяется 
широтой {{?}} и долготой {{?}} местоположения летательного аппарата. Контур 
ориентации сопровождающего трёхгранника по местной вертикали представляет собой 
динамическую систему, не зависимую от закона движения летательного аппарата. 
Для решения уравнения должны быть заданы начальные условия r и dr/dt при t  =  
t0 и выполнена начальная выставка (начальная ориентация сопровождающего 
трёхгранника в горизонте и азимуте).
И. с. н. состоят из блока чувствительных элементов (акселерометры и гироскопы), 
вычислителя, пульта управления и устройств ввода начальных условий, ввода и 
вывода информации. Различают И. с н. по точности (прецизионные и средний класса 
точности), способу установки чувствительных. элементов (платформенные и 
бесплатформенные), использованию внешней корректирующей информации 
(корректируемые и автономные).
Лучшие образцы прецизионных И. с. н. имеют погрешности 0,2—0,5 км за 1 ч 
полёта; И. с. н. среднего класса — 1—2 км за 1 ч. У автономных И. с. н. 
погрешности их элементов приводят к нарастающим со временем погрешностям 
координат, поэтому на летательных аппаратах с большой продолжительностью полёта 
применяются корректируемые системы. Средствами коррекции могут быть 
доплеровский измеритель скорости, средства ближней и дальней радионавигации, 
астрокорректоры, спутниковые системы навигации, радиолокационные станции. 
Основными источниками погрешностей И. с. н. являются погрешности акселерометров,
 некомпексируемые дрейфы гироскопов и погрешности начальной выставки в азимуте.
Благодаря автономности, помехоустойчивости и скрытности работы И. с. н. 
являются основным навигационным средством на многих летательных аппаратах.
Лит.: Андреев В. Д., Теория инерциальной навигации, М., 1967; Ишлинский А. Ю., 
Классическая механика и силы инерции, М., 1987.
В. И. Сотников.
Инерциальная система координат.
инерционная нагрузка — нагрузка, действующая на какою-либо часть летательного 
аппарата от массовых сил; возникает при наличии приращения перегрузки 
{{?}}n{{?}}0. Инерционная сила l, действующая на массу ml, определяется по 
формуле l  =  mig-ni, где g — ускорение свободного падения (см. Нагрузки на 
летательный аппарат).
инерционное взаимодействие продольного и бокового движений самолёта — 
проявляется при пространственных манёврах, сопровождающихся энергичным 
вращением относительно продольной оси. Наиболее значительно И. в. у 
сверхзвуковых самолётов, имеющих большие различия в значениях главных моментов 
инерции (вытянутый эллипсоид инерции). С ростом скорости крена И. в. приводит к 
изменению параметров продольного движения и бокового движения, а также к 
возникновению влияния продольного управления на рыскание и путевого управления 
на движение по тангажу. При пространственном движении установившееся вращение 
самолёта происходит относительно оси, практически совпадающей с вектором 
скорости полета. Причиной И. в. являются инерционные моменты, действующие на 
самолет при его вращении. Эти моменты стремятся опрокинуть самолёт относительно 
скорости V. На рисунке схематически изображено вращение самолёта и действие 
инерционного и аэродинамических моментов (предполагается, что скольжение 
отсутствует). Для малых узлов атаки ее эти моменты можно считать линейно 
зависящими от ?, так что суммарный момент Mz{{?}}, действующий на самолёт, 
можно представить следующим образом: Mz{{?}}  =  Mzаэр + Mzин  =  [m?zqSbA + 
(Iy-Ix){{?}}2x]{{?}}, где Mzаэр, Mzин — аэродинамический и инерционный моменты; 
Iy,, Ix — моменты инерции самолёта относительно продольной x и нормальной y 
осей; S, bA — площадь и средняя аэродинамическая хорда крыла; 
m{{?}}z —производная коэффициент аэродинамического момента тангажа по углу 
атаки; {{?}}x — скорость крена; q — скоростной напор. Из условия 
дMz{{?}}/д{{?}}  =  0 можно оценить критическую скорость крена, при которой 
происходит потеря устойчивости движения самолёта по тангажу:
{{формула}}
Аналогичная оценка получается и для критической скорости крена, при которой 
происходит потеря устойчивости движения по рысканию:
{{формула}}
где lz — момент инерции самолёта относительно поперечной оси z, l — размах 
крыла, m{{?}}y — производная коэффициента аэродинамического момента рыскания по 
углу скольжения. Эти приближённые соотношения не учитывают действия части 
аэродинамических моментов Mzаэр, обусловленных вращением (так называемых 
демпфирующих моментов), а также гироскопического момента вращающегося ротора 
двигателя. Демпфирующие аэродинамические моменты могут существенно изменить 
критические скорости {{??}}, {{??}} и даже привести к их исчезновению (см.
 Аэродинамическое демпфирование). Гироскопический момент изменяет критические 
скорости незначительно. Скорость крена, при достижении которой самолёт 
оказывается на границе устойчивости, находится вблизи критических скоростей 
{{??}}, {{??}}. При этом в зависимости от типа маневра характер потери