книги из ГПНТБ / Бондарь Г.М. Основы устройства и применения технических средств самолетовождения учеб. материал
.pdf§. 12. Контроль пути самолета и измерение навигационных элементов
С помощью системы «РЫМ» в большинстве случаев осуще ствляется полный контроль пути определением места самолета как точки пересечения двух линий равных расстояний (окруж ностей). Для этого необходимо одновременно измерить рассто яние Да и Дб от самолета до станции «РЫМ-Б», провести на карте вокруг точек установки наземных станций радиусами Да и Дб окружности "I и II (рис. III. 44) и определить точку пересечения этих окружностей — место самолета.
Рис. III. 44.
Общее время, затрачиваемое на измерение расстояний от самолета до двух наземных станций и определение места само лета на заранее подготовленной карте, составляет примерно
25—30 сек.
Для нахождения ошибки определения линии положения са молета в виде линии равных расстояний при условии, что от самолета дальность до наземной станции измерена с ошибкой -8 Д, воспользуемся формулами (I. 17) и (I. 19).
Как видно из рис. III. 45
/
149
|
Находим: |
du, |
du |
|
|
|
dx |
И rfv |
’ |
|
|
|
|
|
|||
du |
х |
X |
du |
У |
У |
dx |
}/ х2+ у2 ~ D ' |
dy |
У х2+ у2 |
D |
Тогда:
Следовательно:
bP = bD |
(III. 33) |
Если считать, что линии положения от двух станций опре деляются с одной и той же ошибкой, то на основании (I. 20) получим формулу ошибки определения местонахождения само лета на карте.
|
Ъ Р У Т |
1,44 |
5D |
|
|
|
|
|
(111.34). |
|
|
sin ф |
sin ф |
|
|
|
|
|
|||
следовательно, |
точност! > определения |
места самолета при |
||||||||
|
|
|
постоянных |
ошибках |
определе |
|||||
|
|
|
ния |
линии положения |
самолета |
|||||
|
|
|
непосредственно |
зависит |
только |
|||||
|
|
|
от угла f и не зависит |
от уда |
||||||
|
|
|
ления |
самолета |
от |
|
наземных |
|||
|
|
|
станций. Независимость |
ошибки |
||||||
|
|
|
определения |
места |
самолета от |
|||||
|
|
|
удаления самолета от |
наземных |
||||||
|
|
|
станций |
является |
существенным |
|||||
|
|
|
преимуществом круговых |
радио |
||||||
|
|
|
технических |
систем |
по сравне |
|||||
|
|
|
нию с угломерными |
и |
гипербо- |
|||||
|
3F |
1 |
лическими системами. |
|
|
|||||
|
|
. |
|
Однако следует иметь в виду, |
||||||
|
• Рис. ш . |
4 5 . |
что |
при постоянной |
базе |
п о ме |
||||
|
|
|
ре удаления самолета от назем |
|||||||
ных станций угол |
ф будет уменьшаться, а следовательно, |
|||||||||
и точность определения места самолета будет падать. |
||||||||||
Система «РЫМ» позволяет измерять расстояния с точно |
||||||||||
стью, |
характеризующейся |
средней |
квадратической |
ошибкой |
||||||
+ 30 |
м. Подсчет по формуле (III. 34) показывает, |
что средняя |
квадратическая ошибка определения места самолета при этом будет в пределах 40—80 м, в зависимости от угла пересечения линий положения.
150
Место самолета с такой точностью может быть получено только аналитическими расчетами, с учетом всех факторов, влияющих на точность измерения расстояний.
В практике самолетовождения при определении места са молета пренебрегается целым рядом ошибок. Так, например, не учитываются ошибки, возникающие вследствие того, что с помощью системы «РЫМ» измеряются наклонные, а прини маются они за горизонтальные дальности.
При измерении расстояний отсчет, снятый со счетчика даль номера, округляется до целых километров, что может дать максимальную ошибку в расстоянии + 5 0 0 м. Ошибки в оп ределении места самолета возникают также вследствие прибли женного нанесения линий положения на полетную карту.
С учетом всех этих |
факторов линия положения определя- |
-ется с ошибкой Ш ^ |
0,7 км и место самолета с ошибкой |
г= + 1 —2 км. Такая точность определения места самолета ие обеспечивается ни одной другой радиотехнической системой са молетовождения.
Для сокращения графических построений в полете рекомен дуется заранее подготовить полетную карту.
Обычно для этих целей применяется карта масштаба 1:500000, составленная в видоизмененной поликонической про екции, так как, во-первых, она обладает малыми искажениями длин, не выходящими для территории СССР за пределы 400 м для расстояний до 500 км, и, во-вторых, эта карта является, основной полетной картой во фронтовой бомбардировочной авиации, которая использует систему «РЫМ».
Подготовка полетной карты заключается в нанесении ок ружностей (орбит) вокруг наземных станций.
Обычно первая окружность проводится радиусом 50 км, а все последующие — через 5 км. Оцифровка окружностей произ
водится |
через 10 |
км. Окружности, радиусы которых кратны |
50 км, |
проводятся |
утолщенной линией. Оцифровка окружно |
стей наносится в двух-трех направлениях так, чтобы на рабо чем поле сложенной карты всегда можно было прочесть зна чение той или иной орбиты.
На карте нужно выделить линии положения, соответству ющие расстояниям 200 и 400 км («слепые зоны»).
Линии положения |
следует наносить на карту цветной |
тушью (одним цветом |
для станции А и другим — для стан |
ции Б).
Так как место самолета с помощью системы «РЫМ» опре деляется с большой точностью, то его можно использовать для измерения навигационных элементов.
Навигационные элементы (угол сноса и путевая скорость) измеряются на контрольном этапе между двумя или нескольки-
.ми отметками места самолета. При длине контрольного этапа
151
25—60 км средняя квадратическая ошибка измерения угла сно са равна примерно + 2 °, а путевой скорости — + 3 —5%.
§ 13. Вывод самолета на цель
Вывод самолета (группы самолетов) на цель осуществля ется полетом вдоль орбиты, проходящей через эту цель.
Предварительно заметим, что наземная станция «РЫМ-Б», по орбите которой выполняется полет, называется «станцией сноса», а другая станция «РЫМ-Б» данной базы называется' «станцией скорости». Самолетная станция «РЫМ-С» имеет устройство, позволяющее использовать в качестве станции сно са любую из наземных станций «РЫМ-Б» (станцию А или Б) данной базы.
Прежде чем осуществлять полет по орбите, нужно выйти на Нее. Выход на орбиту осуществляется с помощью общих средств самолетовождения, а 'приближение самолета (группы самолетов) к орбите контролируется штурманом по индика тору «РЫМ-С».
Для выхода на заданную орбиту необходимо на дальномере станции сноса установить радиус 1 этой орбиты; переключатель СТАНЦИЯ СНОСА на индикаторе поставить в положение А, если выход будет производиться .на орбиту станции А, и з по ложение Б при выходе на орбиту станции Б; переключатель СТАНЦИЯ СНОСА на компараторе поставить в положение СПРАВА (СЛЕВА) в зависимости от того, где будет нахо диться станция сноса при полете по орбите; переключатель 'Масштабов перевести в положение «200» и взять курс на орбиту.
Предположим, что самолет в некоторый момент времени находится в точке А (рис. III. 46), удаление которой от задан ной орбиты — 30 км. Импульс станции сноса занимает такое положение на индикаторе электронно-лучевой трубки, что дли на дуги аб окружности пропорциональна оставшемуся расстоя нию до орбиты. При дальнейшем перемещении самолета к ор бите подвижный импульс будет приближаться к отметочному,, причем двигаться он будет по часовой стрелке. Расстояние до орбиты штурманом определяется непосредственно по индика тору станции «РЫМ-С».
Когда оставшееся расстояние до заданной орбиты окажется равным примерно 10 км, переключатель масштабов нужно пе ревести в положение «20». Подвижный импульс при этом зай мет положение, показанное на рис. III. 46.
По мере дальнейшего приближения самолета к орбите под вижный импульс будет перемещаться по направлению к отме
1 Радиус орбиты рассчитывается штурманом на земле по точным; геодезическим формулам.
153
точному, и, когда самолет выйдет в точку начала разворота «С», штурман должен подать летчику команду «Разворот».
Точка «С» должна быть выбрана с таким расчетом, чтобы после разворота на требуемый угол самолет (группа самоле
тов) оказался на заданной орбите. Удаление точки начала разворота «С» от орбиты зависит от величины угла разворота.
Так, например, если самолет выходит на орбиту под неко торым углом УР (рис. III. 47), то удаление точки начала раз
153,
ворота от заданной орбиты может быть определено из соотно шения:
M? = R - ON, (а).
где R — радиус разворота.
Участок орбиты CN можно принять за прямую линию,
тогда |
из прямоугольного треугольника ONC можно |
опреде |
лить |
отрезок ON. |
|
|
ON — R cos УР |
{ б) |
|
/ |
|
Подставляя значение ON в уравнение (а), получим окон чательную формулу для определения AR.
Д/? = # ( 1 — cosYP) |
(III. 35). |
Анализируя уравнение (III. 35), нетрудно заметить, что мак |
|
симальные значения AR приобретает при углах |
разворота, |
близких к 180°, а при угле разворота 180°^R =2R . |
|
Выход на орбиту рекомендуется осуществлять для одиноч ных самолетов под углами, не превышающими 50—60°, а для группы самолетов — 30—40°.
Когда расстояние до заданной орбиты окажется равным
454
1,0— 1,5 км, переключатель масштабов нужно перевести в поло
жение «2» и с расстояния 500 м включить стрелочный курсоуказатель. Если с первого захода не удалось выйти в зону ор
биты шириной 1000 м ( + 500 м), штурман сообщает об этом
4 т,0к*
Рис. III. 48.
летчику и выключает курсоуказатель. Выключение курсоуказателя при этом обязательно, так как в противном случае можно выйти на другую орбиту, отстоящую от заданной на 2000 м.
Если экипаж, осуществляя выход на заданную орбиту, при
155
ближается к станции сноса, то подвижный импульс будет пере мещаться против часовой стрелки, как это показано на рис. III. 48. В этом и состоит особенность выхода на задан ную орбиту с приближением самолета к станции сноса.
Коротко рассмотрим выполнение полета по орбите. Пилоти рование самолета по орбите осуществляется по двухстрелочно му указателю, входящему в комплект станции «РЫМ-С». В комплект станции «РЫМ-С» входит два совершенно идентич ных курсоуказателя: "один летчика, другой штурмана. Курсоуказатель имеет две стрелки—вертикальную и горизонтальную (рис. III. 49). На приборе имеется переключатель шкалы на два положения: «ГРУБО» и «ТОЧНО». Отклонение верти кальной стрелки показывает, с какой стороны и на каком при мерно удалении от самолета находится заданная орбита. Мак симальному отклонению вертикальной стрелки соответствует расстояние 400 м в положении переключателя «ГРУБО» и 90 м — в положении «ТОЧНО».
Отклонение горизонтальной стрелки указывает, приближа ется или удаляется самолет относительно заданной орбиты и
скакой примерно скоростью.
Вслучае полета точно по орбите обе стрелки занимают ну левое положение. При удалении или приближении самолета к заданной орбите или при полете параллельно ей стрелки кур
соуказателя занимают различные положения, показанные на рис. III. 50.
Фактической линией пути самолета три полете по орбите яв ляется кривая, близко подходящая к синусоиде с периодом, около 40—50 сек. и амплитудой около 30—50 м.
156
Правильность выполнения полета по заданной орбите все время должна контролироваться штурманом по положению
' |
' |
' I " |
- 4 |
- ® |
I |
Рис. III. 50.
импульса станции сноса относительно отметочного импульса в положение переключателя масштабов на «2».
* * *
Создание круговой радиотехнической системы «РЫМ» яв ляется большим достижением научной и технической мысли.
157
Тот факт, что система «РЫМ» обеспечивает бомбометание помалоразмерным целям из-за облаков и ночью примерно с та кой же точностью, какую дают оптические прицелы, в значи тельной степени расширил возможности нашей бомбардировоч
ной авиации.
Используя систему «РЫМ», бомбардировочная авиация мо жет успешно поражать малоразмерные цели как непосредст венно на поле боя, так и в оперативном тылу противника в сложных метеорологических условиях, в любое время суток.
С помощью системы «РЫМ» можно решать целый ряд за дач самолетовождения с такой точностью, какой не дают дру гие радиотехнические системы самолетовождения. Однако ус пешное применение этой системы возможно только в комплек се с другими техническими средствами и системами самолето вождения (общие средства, угломерные радиотехнические си стемы И Т . д.).
Важнейшим преимуществом системы «РЫМ» перед всеми остальными радиотехническими системами является исключи тельно высокая точность, что позволяет использовать ее для контроля точности других радиотехнических систем.
Системе «РЫМ» свойственны и недостатки. Главным из них является сравнительно небольшая дальность действия и зависимость дальности действия от высоты полета.
Вторым недостатком системы является ограниченная про пускная способность и невысокая помехоустойчивость.
Третий недостаток системы состоит в ограниченности коли чества направлений захода на цель (заход на цель может осу ществляться не более, как с четырех направлений).
И четвертым недостатком следует считать то, что самолет,, использующий систему «РЫМ», демаскирует себя, так как пе редатчиком станции «РЫМ-С» излучаются электромагнитные колебания, которые могут приниматься специальными радио техническими устройствами противника.
Дальнейшее развитие круговых радиотехнических систем пойдет по пути повышения их помехоустойчивости, скрытности работы, автоматизации отсчета, создания возможности выпол нения полета с помощью специального курсоуказателя в лю бом направлении.
В. ГИ П ЕРБО ЛИ ЧЕСКИ Е РАДИОТЕХНИЧЕСКИЕ СИСТЕМЫ
Дальномерные круговые радиотехнические системы, обла дая высокой точностью, имеют сравнительно небольшую даль ность действия. Поэтому, начиная с 30-х годов, параллельно с разработкой угломерных и круговых радиотехнических си стем усилия многих ученых были направлены на создание ги~ перболических систем, обладающих большой дальностью дей ствия, сравнительно высокой точностью и помехоустойчивостью,.
158