Г Л А В А VII

ПРИМЕНЕНИЕ АСТРОНОМИЧЕСКИХ КОМПАСОВ В ПОЛЕТЕ

Астрономические компасы широко применяются на современных самолетах и вертолетах самостоятельно или в той или иной форме входят в комплект курсовой системы или в комплект бортовой навигационной системы в качестве астрономического датчика курса.

В настоящей главе будет дано обоснование рациональной методики применения астрокомпасов для измерения и коррекции курса и для выполнения полета по заданному маршруту.

§ 7.1. ПРИНЦИПЫ УСТРОЙСТВА АСТРОНОМИЧЕСКИХ КОМПАСОВ

В настоящее время используются два принципа измерения курса самолета по небесным светилам, принципы, основанные на моделировании горизонтальной и экваториальной систем сферических небесных координат. Сущность первого из них поясняется рис 7.1.

Из рис. 7.1

где Aj — азимут светила, измеряемый от условного меридиана; АЛ — угол, заключенный между истинным и условным ме-

ридианами.

Как это следует из (7.1) и (7.2), в астрокомпасе, устройство которого основано на этом принципе, должны решаться три основные задачи: вычисление азимута светила относительно истинного или условного меридиана, измерение курсового угла светила и вычисление разности между азимутом и курсовым углом светила. Этой разностью и определяется курс самолета.

Курсовой угол светила измеряется плоскостью пеленгации.

* Ортодромического курса или курса, измеряемого относительно некото рого условного меридиана.

179

В момент пеленгации светила она совпадает с плоскостью вертикала светила. Поэтому астрономические компасы подобного типа называют горизонтальными. К горизонтальным астрономическим компасам относятся дистанционный астрономический компас дальнего бомбардировщика ДАК-ДБ всех модификаций и дистанционный астрономический компас истребителя ДАК-И.

Второй принцип измерения курса основан на моделировании небесной сферы.

Пусть на самолете имеется модель или макет небесной сферы с плоскостью пеленгации, совпадающей с осью мира. Наклон оси

тится с направлением на светило, все остальные круги точки и линии макета совмещают с соответствующими кругами, точками и линиями реальной небесной сферы. Приборная полуденная линия также будет совмещена с полуденной линией реальной небесной сферы. То же самое можно сказать в отношении точки севера. Но полуденная линия дает направление (меридиана. Следовательно, на приборе смоделировано направление меридиана, оно дается приборной полуденной линией.

Смоделированное направление меридиана позволяет получить курс самолета как угол между северным направлением полуденной линии и продольной осью самолета.

В подобном астрономическом компасе, как уже говорилось, пеленгация светила производится плоскостью, совпадающей с осью мира. Эта плоскость в момент пеленгации светила совпадает с плоскостью круга склонения светила, поэтому подобные астрономические компасы называются экваториальными, или моделирующими.

К экваториальным (моделирующим) астрономическим компасам относятся всеширотный совмещенный неавтоматический астрокомпас с поляризационной приставкой АК-59п и его прототип АК-53п, а также дистанционный астрономический компас бомбардировщика ДАК-Б.

180

В гл. II на основании сравнения коэффициентов чувствительности было показано, что преимущества горизонтального типа астрокомпаса бесспорны. Однако и экваториальные астрокомпасы имеют некоторые достоинства — они просты по устройству. Поэтому сейчас применяют оба типа астрокомпасов. Автоматические астрокомпасы, как правило, строятся по горизонтальной схеме, а неавтоматические, являющиеся вспомогательными, дублирующими, — по экваториальной.

Рис. 7. 2. Комплект ДАК-ДБ-5В:

/—датчик курсовых углов; 2—блок усилителей; 3—вычислитель; 4—путевой корректор; 5—переходный блок Д-62

В комплект астрокомпаса типа ДАК-ДБ (рис. 7.2) входят: датчик курсовых углов, вычислитель, блок усилителей, путевой корректор, указатель типа СУШ-7 или УШД-7.

Если астрокомпас применяется в качестве датчика астрономического курса в курсовых системах, то в комплект астрокомпаса входит также переходный блок Д-62.

Астрокомпас ДАК-ДБ-5В характеризуется следующими данными.

181

При работе с курсовыми системами в комплект астрономического датчика курса ДАК-И входит также переходный блок Д-63.

Рис. 7.4. Комплект ДАК-И:

/—датчик курсовых углов Солнца; 2—азимут-механизм; 3—усилитель; 4—соединительная коробка; 5—переключатель рода работы; 6— ключ-кнопка

Астрокомпас ДАК-И характеризуется следующими основными данными.

Астрокомпас АК-59п (рис. 7.5) характеризуется следующими основными данными.

183

ус t —*7дд ш из т та h

,V

Рис. 7.5. Астрокомпас АК-59п:

/2—стрелка отсчета гринвичского часового угла Солнца; 13—клеммы механизма обогрева; 14—шкала гринвичских часовых углов Солнца; /5—часовой механизм; /5—шкала отсчета курса; 17—шкала широты; 18—ручка установки широты; 19—шкала долготы

компенсации возмущающих вращательных движений, нарушаю-

184

щих условия пеленгации светила плоскостью пеленгации астрокомпаса.

Разработка методики применения астрокомпасов в полете и исследование характера погрешностей вынуждает рассмотреть методы компенсации возмущающих вращательных движений.

К о м п е н с а ц и я п и л о т а ж н о й к о м п о н е н т ы

Пилотажная компонента dp входит в член, содержащий dy, в уравнениях (2.35), (2.37) и (2.39).

Пилотажная компонента характеризует случайные и преднамеренные изменения курса самолета, при которых самолет вместе с плоскостью пеленгации астрокомпаса поворачивается относительно вертикальной оси за бесконечно малый промежуток времени на угол dp. За счет этого вращения плоскость пеленгации отклоняется от направления на светило, условия пеленгации светила плоскостью нарушаются.

Наиболее простой метод компенсации этого вращательного движения — обратный поворот пеленгации относительно вертикальной оси на тот же угол dp. Осуществляется это или вручную

М е т о д ы к о м п е н с а ц и и к р е н о в о г о в р а щ е н и я

За счет кренового вращения dt плоскость пеленгации выходит из направления на светило, условие пеленгации нарушается.

В современных астрокомпасах и астроориентаторах применяются три метода компенсации кренового вращения: метод полной компенсации вектора di, метод компенсации составляющей вектора di и аналитический метод.

Метод полной компенсации вектора di заключается в полной компенсации вектора возмущающего движения di

185

Теперь в уравнении пеленгации (2.35) второй член равен нулю, возмущающее вращательное движение скомпенсировано. Компенсирующий вектор dKi является частью вектора dK, которым компенсируются все возмущающие вращательные движения.

Практически введение вектора dKi осуществляется или ручной установкой астрокомпаса по уровню при наличии крена самолета в момент измерения курса (АК-59п), или автоматической отработкой платформы с измерительным инструментом — секстантом относительно истинного горизонта с помощью силового привода от ЦГВ. Такой метод применяется в горизонтальных астроориентаторах.

В принципе возможна и непосредственная стабилизация плоскости пеленгации с помощью гироскопических устройств.

Недостатком этого метода является то, что чувствительным элементом для измерения крена является маятниковая (пузырьковая) вертикаль, реагирующая на ускорение самолета, вследствие чего появляются погрешности в компенсации кренового вращения, которые обусловливают появление погрешностей в измерении курса. В том случае, если используется гироскопический стабилизатор, погрешность нарастает сравнительно медленно и также медленно убывает при прекращении действия ускорения.

Метод компенсации составляющей вектора di_ сводится к компенсации только той составляющей вектора Л, которая оказывает наибольшее влияние на условие пеленгации светила плоскостью. Так, в ДАК-Б автоматически компенсируется только составляющая, характеризующая продольные крены самолета. Считается, что полет с продольными кренами может быть достаточно продолжительным (набор высоты, снижение) в отличие от полета с поперечными кренами. Поэтому составляющая Л, характеризующая поперечные крены самолета, не компенсируется. Следовательно, измерение курса с помощью ДАК-Б можно производить только при полете без поперечных кренов.

Математически этот метод компенсации можно выразить так:

Практически компенсирующий вектор dKi вводится путем автоматической отработки с помощью электродвигателя основания фотоголовки астрокомпаса к линии горизонта при наличии продольного крена самолета. Чувствительным элементом, управляющим работой электродвигателя, является жидкостный уровень.

Возможен и другой способ реализации этого метода.

186

Пусть плоскость пеленгации горизонтального астрокомпаса F направлена на светило С, высота которого в общем случае А>0 (рис. 7.6). Креновое вращение самолета представлено вектором di, который, как уже говорилось ранее, лежит в плоскости истинного горизонта. Составляющую вектора di, лежащую в плоскости пеленгации, обозначим diCt а перпендикулярную составляющую — diQ.

Плоскость пеленгации выйдет из направления на светило только за счет составляющей dic, а составляющая diб не нарушает условий пеленгации. Следовательно, компенсации подлежит только состав-

ляющая кренового вращения dic.

Математически такое компенсирование можно выразить уравнением

Этот способ компенсации кренового вращения применен в ДАК-И. Его недо-

статком является появление погрешностей в измерении курса, обусловленных достаточно большими отклонениями плоскости пеленгации от плоскости вертикала светила за счет ускорений самолета.

Аналитический метод предусматривает вычисление и введение в показания указателя курса поправки вследствие кренового вращения. Определим эту поправку.

Предположим, что самолет выполняет горизонтальный полет, указатель горизонтального астрономического компаса выдает точное значение истинного курса. Пусть теперь самолет продолжает следование с тем же курсом, но в силу некоторых причин появился крен, характеризуемый вектором di. Согласно уравнению пеленгации (2.37) плоскость пеленгации относительно вертикальной оси повернется на угол:

Fdi cos А{ — Gdi sin At.

187