книги из ГПНТБ / Василинин В.Н. Автоматизированное вождение тяжелых самолетов

показаны связи в режиме сопровождения или поиска све­ тил, а сплошными — связи в режиме измерения. В ЗСО по исходным данным аь Sj, аз, 82, 5гр, вводимым вручную, и начальным координатам ср0, Х0, поступающим из ЦНВ-1 или устанавливаемым вручную, непрерывно вычисляются вы­ соты и азимуты светил по формулам:

По сигналам, пропорциональным этим параметрам, ав­ томатическими секстантами ведется поиск светил до за­ хвата. После этого начинается слежение и измерение.

Вычисленные значения высот светил сравниваются с измеренными, по полученным разностям Д/г и азимутам светил,определяются поправки:

Эти поправки используются для уточнения широты и долготы MC:

Уточненные координаты поступают на счетчики в канал вычисления ортодромических координат и в ЦНВ-1.

Преобразование координат в ЗСО осуществляется по формулам (38) или по формулам:

где Ф, Ln — широта и долгота полюса главной ортодромии. Для определения ортодромического курса в ЗСО непре­ рывно вычисляется азимутальная поправка Да по форму­

ле (41) или по формуле

tg ДА = cos cp tg Ф cosec (Ln — X) — sin cp ctg (L„ — X). (93)

Истинный и ортодромический курсы вычисляются по формулам (47).

90

Точность определения координат MC существенно за­ висит от разности азимутов светил и точности гироверти­ кали, с помощью которой горизонтируются фотоследящие головки автоматических секстантов. В установившемся го­ ризонтальном полете на средних широтах при высоте све­ тила менее 70° точность определения курса с помощью ЗСО не ниже ± 1°.

Перейдем к рассмотрению принципа радиолокационной коррекции MC в нормальной сферической системе коор­ динат.

Сопровождение или поиск радиолокационного ориенти­ ра производится путем автоматического управления антен­ ной и метками азимута и дальности. Для этого в блоке 5 ЦНВ-1 решается система уравнений, аналогичная уравне­

В общем случае электронное перекрестие на экране РЛС, образованное меткой азимута и дальности, не будет совпадать с РЛО (положение 1). Штурман с помощью ру­ кояток дальности и азимута (рис. 36, в) производит нало­ жение электронного перекрестия на опознанный РЛО (по­ ложение 2) и фиксирует момент совмещения с помощью кнопки коррекции. Измеренные величины Ьиш и К У іізм дают возможность определить координаты самолета совме­ стным решением систем уравнений (94) и (95).

Если ориентир не опознан, то координаты РЛО «рас­ шифровываются» аналогично. В этом случае за искомые

91

С помощью РЛС возможна и коррекция курса,'для чего совмещение азимутальной метки с РЛО осуществляется с помощью задатчика курса. Точность радиолокационной коррекции курса ниже, чем при астрономической кор­ рекции.

6 ' Рис. 36. К принципу радиолокационной коррекции

6. Неавтономные корректоры MC

Из неавтономных систем коррекции MC наиболее широ­ кое применение нашли РСБН и РСДН. Отличительная осо­ бенность этих систем состоит в том, что точность коррек­ ции MC с их помощью не зависит от точности измерения курса на самолете и от маневра в период коррекции.

РСБН обеспечивает наиболее высокую точность коррек­ ции MC, она может входить в контур траекто'рного управ­ ления самолетом,, минуя ЦНВ-1. При использовании РСБН для коррекции MC в нормальных сферических координатах

92

В свою очередь:

äx = D„ sin П„;

(97)

Ay = Du cos Пи.

где <pM, XM— известные координаты наземного маяка;

DH, Пн — измеренные величины горизонтальной даль­ ности и пеленга с наземного маяка.

От экипажа при работе с РСБН требуется лишь кон­ троль за правильностью установок исходных данных: коор­ динат, частоты и режима работы маяков. Они могут вво­ диться вручную или поступать из блока программы.

В районе аэродрома возможна непрерывная коррекция MC в течение длительного времени. Учитывая специфику РСБН, управление системой может быть двойным — от летчиков и от штурмана.

Из РСДН наибольшее распространение получили гипер­ болические системы средней дальности действия.

Для определения MC иа борту самолета с помощью приемоиндикатора системы измеряются временные раз­ ности:

где с — скорость распространения электромагнитной энер­ гии.

Геометрическая схема основных параметров РСДН по­ казана на рис. 37, где А — ведущая станция, В и С— ведо­ мые. Преобразование гиперболических координат в уточ­ ненные откорректированные координаты MC сводится к определению поправок к счисленным координатам:

(cos Пс — cos Пд ) (sin П с — sin П д )

93

Здесь пеленги станций Пв и Пс вычисляются по фор­ мулам, аналогичным формулам (22).

В качестве примера РСДН среднего радиуса действия можно привести систему «Лоран-С». Приемоиндикатор AN/APN-76 имеет всего пять органов управления, методи­ ка работы с приемником достаточно проста. Точность кор­ рекции MC в пределах рабочей зоны характеризуется ошибкой, не превышающей 3,2 км. В настоящее время дей-

Рис. 37. К принципу действия РСДИ

ствуют несколько десятков наземных станций системы «Лоран-С», рабочие зоны которых перекрывают большую часть территории Северной Америки, северную часть Атлан­ тического и Тихого океанов, Европу и северное побережье Африки.

§ 2. НАВИГАЦИОННЫЕ КОМПЛЕКСЫ ВТОРОЙ ГРУППЫ (НК-2) И ИХ ОСОБЕННОСТИ

НК-2 отличается от НК-1 более высокой точностью, на­ дежностью и степенью автоматизации. Повышение точно­ сти и надежности навигации достигается путем совершен­ ствования систем счисления пути и обработки первичной информации, а также путем изменения структуры всего комплекса. В связи с возросшей степенью автоматизации вождения самолета сокращается число членов экипажа, при этом загруженность каждого из них в результате пе­ рераспределения функций изменяется незначительно.

В НК-2 счисление пути осуществляется в инерциальных навигационных системах (ИНС). Курсовые системы и доп-

л

94

леровские измерители из основных средств становятся вспомогательными.

В качестве ЦНВ-2 используются преимущественно циф­ ровые вычислительные машины, хотя не исключено и при­ менение ЦДА. ЦНВ-2 обеспечивает оптимальную обработ­ ку первичной навигационной информации и расширяет воз­ можности введения большего количества информации, со­ ставляющей программу полета. ЦНВ-2 обеспечивает и бо­ лее совершенную систему контроля за исправностью комплексируемых систем и средств [30].

В НК-2 меняются значимость и характеристики коррек­ торов, а автономным корректорам придается еще большее значение. Сопряжение ЦНВ-2 цифрового типа с ИНС и корректорами требует коренной перестройки систем связи.

Если НК-2 предназначен для СТС, то диапазон измере­ ний СВС-2 соответственно расширяется. Истинная воздуш­ ная скорость и число М (при М >1) определяются из фор­ мул:

В НК-2 существенно меняется индикация.

Можно перечислить еще ряд особенностей, отличающих НК-2 от НК-1, однако основным признаком, определяющим качественные изменения НК-2, следует считать наличие ИНС и ЦНВ цифрового типа.

1. Инерциальные навигационные системы (ИНС)

Из всех известных Навигационных систем и средств ИНС наиболее универсальна. Посредством ИНС определяются координаты MC, путевая скорость, угол сноса, вертикальная скорость, курс, крен и тангаж [12].

Современная ИНС состоит из следующих функциональ­ ных элементов или блоков: гиростабилизированной плат­ формы, цифрового вычислителя и двух пультов, один из которых предназначен для выбора режима работы, а дру­ гой— для управления и индикации (ПУИ). Упрощенная функциональная схема ИНС показана на рис. 38.

Современные ИНС должны обеспечивать ввод исходных данных и счисление пути в географических координатах

95

(см. уравнения (28). Для реализации этих требований платформа горизонтируется по линии отвеса и ориенти­ руется по азимуту относительно истинного меридиана. Из­ мерительные оси акселерометров направляются; ах — на

ЦБ

Рис. 38. Блок-схема ИНС:-

восток, а аѵ— на север. В вычислителе ИНС вырабатыва­ ются сигналы угловых скоростей прецессии платформы шх, Шу, <az:

где ах, ау— восточная и северная составляющие измеряе­ мого ускорения;

96

'>JC= (RS + н ) v y = — (Ri + Я) СО,; ѵг = Н — состав­ ляющие линейной скорости самолета относительно центра Земли.

Составляющие путевой скорости по осям географиче­ ской системы координат, используемые для счисления пути, определяются из соотношений:

Несферичііость Земли учитывается введением поправок в зависимости от направления полета. В случае необходи­ мости (при полете через полюсы) ИНС могут быть пере­

дится исходная информация, а ОЗУ применяется для запо­ минания промежуточных величин, используемых в процессе вычислений. В некоторых ИНС возможен не только ручной ввод исходных данных, но и автоматический с заранее под­ готовленных перфокарт или. перфолент.

В целях обеспечения высокой надежности работы ИНС предусматривается автономно^ питание.

Для иллюстрации приведем некоторые характеристики современных американских ИНС типа «Карусель-ІѴ» (К-ІѴ) и LTN:51 (LTN-15 — военный вариант), предна­ значенных для оборудования самолетов «Конкорд», В-747, В-707, Дс-8, Дс-10 и L-1011.

По техническим характеристикам системы К-ІѴ и LTN-51 сходны. Особенность К-ІѴ состоит во вращении гироплат­ формы с постоянной скоростью, вследствие чего модули­ руется дрейф гироскопов. Согласно техническим условиям ошибка в определении MC через 1 ч полета 2а <1 3,6 км, время автоматической выставки платформы 23 мин и СНО должна достигать 2500 ч. По результатам летных испыта­ ний за 1 ч полета 2а=6,3 км. Расчетной точности предпо­ лагается достичь к 1974 г. Стоимость системы 74 тыс. дол­ ларов, вес системы без блока аварийного питания около 25 кг.

На блоке выбора режима предусмотрены следующие по­ ложения переключателя: «Выключено», «Включено-про-

грев», «Автоматическая выставка», «Ввод данных», «Рабо­ та», «Неисправности». На пульте управления и индикации (рис. 39) имеется наборное поле, состоящее из 10 цифро­ вых кнопок и кнопки «Ввод» (запись). Кроме того, этот блок обеспечивает индикацию текущих координат MC, ко­ ординат пунктов назначения, оставшегося расстояния и времени, бокового уклонения, текущего путевого угла и пу­ тевой скорости, ошибки в выдерживании путевого угла, истинного курса и угла сноса, состояния системы.

Рис. 39. Передняя панель ПУИ:

ИН'С типа LTN-51 имеет четырехрамочную гиростабили­ зированную платформу с тремя маятниковыми поплавко­ выми акселерометрами компенсационного типа с вибрирую­ щими опорами.

Вычислитель ИНС создан на монолитных интегральных схемах, а ЗУ — на ферритовых сердечниках. Емкость ЗУ — 4018 18-разрядных слов. Вычислитель состоит из пяти съемных плат.

98

По данным летных испытаний, на самолете В-707 кру­ говая вероятная ошибка LTN-51 за 1 ч полета равна 2,2 км, а СНО — 1200 ч.

Как показывают исследования, точность современных некорректируемых ИИС близка к практически достижимо­ му пределу, который оценивается 0,9 км за 1 ч полета.

2. Центральные навигационные вычислители второй группы (Ц Н В -2)

На ЦНВ-2 возлагается решение следующих комплекс­ ных задач:

— обобщенная обработка информации, поступающей от ИНС и различных корректоров, автоматизация коррек­ ции ИНС;

—контроль за точностью навигационной информации, выдаваемой потребителям; отключение источников недо­ стоверной навигационной информации;

—управление многофункциональными и интегральны­ ми навигационными индикаторами, управление навига­ ционными сигнализаторами;

-— расчет оптимальной траектории и режима про­ граммного полета, выработка сигналов для траекторйого управления самолетом и двигателями через автомат тяги, расчет и контроль временного графика и графика расхода топливу;

—управление специализированными и вспомогатель­ ными системами.

Технические характеристики современных ЦНВ-2 при­ ведены в табл. 9.

Вычислители — преимущественно универсальные, парал­ лельного действия, одноадресные. В их конструкции широ­ ко применяются интегральные схемы на микроминиатюр­ ных элементах, на тонких пленках и твердом теле.

Разрядность вычислителей лежит в пределах 18—28, число команд у вычислителей колеблется в довольно широ­ ком диапазоне — 16—80.

Быстродействие— 125—500 тыс. коротких операций в се­ кунду,' в лучших по быстродействию вычислителях опера­ ция сложения выполняется за 2 мкс.

Объем памяти достигает 65 тыс. слов. Обращает на себя внимание разнообразие методов и средств построения ЗУ. Время обращения к ЗУ в пределах 2,5—8 мкс,