§ 7.5. МЕТОДИКА ИЗМЕРЕНИЯ КУРСА В ПОЛЕТЕ

Астрономические компасы позволяют получить ортодромический курс самолета. Как видно из рис. 7.8,

где р — текущий «путевой угол ортодромической параллели, или

где АА — азимутальная поправка (ДЛ=—р).

Для астрокомпасов типа ДАК-ДБ возможна и несколько иная методика измерения ортодромического курса. На вычислителе устанавливают координаты Солнца (/гр, б) и координаты ИПМ (<p, X). На путевом корректоре устанавливают ортодромическое расстояние от ИПМ до данной точки.

Ортодромический курс равен значению курса, полученному по указателю, минус путевой угол ортодромии в ИПМ, равный р0. Таким образом, в данном случае азимутальная поправка АА =—рс.

С помощью астрокомпасов возможно также измерение курса относительно меридиана ИПМ (точки коррекции). Для этого нужно

показание истинного курса уменьшить на величину угла схождения меридианов. Если для этих целей применяется ДАК-ДБ, то, установив на вычислителе координаты ИПМ (точки коррекции), а на путевом корректоре — расстояние до ИПМ (точки коррекции), с указателя снимают непосредственно курс относительно меридиана ИПМ (точки коррекции).

Основные погрешности измерения курса самолета с помощью астрокомпаса обусловлены погрешностью ввода гринвичского

погрешностей и сделаны необходимые практические выводы. Анализ проведен при использовании полученных ранее уравнений пеленгации светила плоскостью.

Каждый член уравнения пеленгации при введении курсовых параметров пеленгации равен углу поворота плоскости пеленгации относительно вертикальной оси, которая является измерительной осью курса самолета, за счет того или иного вращательного движения самолета. Если компенсация не производится, то на этот же угол, но в обратном направлении относительно вертикальной оси плоскость пеленгации будет повернута на светило при помощи фотоэлектрической следящей системы автоматического астрокомпаса (или вручную при использовании АК-59п).

194

Следовательно, каждый член уравнения пеленгации при введении курсовых параметров пеленгации характеризует величину погрешности измерения курса за счет соответствующего возму-

Однако требуется предварительная установка значения /Гр све-

шим погрешностям в измерении курса.

Большие погрешности в измерении курса могут возникнуть вследствие того, что значение /гр светила вводится в астрокомпас не в тот момент времени, на который оно рассчитано. Величина погрешности измерения курса, обусловленной ошибкой ввода

Максимальное значение dAjdt наблюдается в верхней кульминации светила. При верхней кульминации к югу от зенита (6<Ф) С учетом (3.6) получим

Из (7.24) следует, что при прочих равных условиях уменьшение широты и увеличение склонения светила ведут к увеличению погрешности измерения курса. Поэтому по возможности с л е д у е т выбирать светило с меньшим склонением. При измерении курса по Солнцу летом и в экваториальных областях необходимо особенно тщательно вводить в астрокомпас значение /гр Солнца.

Если <р = 50° и 6=+23°27', то, как показывают расчеты, АИК, - 0 . 5 A V

195

За каждые 4 мин времени /Гр изменяется на 1°, следовательно, ошибка в установке в астрокомпас расчетного значения /Гр на 8 мин повлечет за собой в данных условиях максимальную ошибку в измерении курса, равную 1°.

При меньших широтах и больших склонениях светил погрешности измерения курса будут значительно большими.

Влияние ускорений самолета. Маятниковый чувствительный элемент в механизме компенсации кренового вращения современных астрокомпасов является причиной появления погрешности измерения курса, если измерение курса производится при ускорениях самолета. Ускорения самолета создают крен плоскости пеленгации или чувствительного элемента механизма компенсации крена. В ДАК-И происходит непосредственный наклон плоскости пеленгации, а в ДАК-ДБ плоскость пеленгации не на-

где Д/ — крен плоскости пеленгации или чувствительного элемента кренокорректора, обусловленный ускорением самолета;

Ai — азимут оси крена.

Максимальное значение этой погрешности

будет при А—Лг=0; 180°. Это условие соответствует совпадению оси кренового вращения плоскости пеленгации (ДАК-И) или чувствительного элемента кренокорректора (ДАК-ДБ) с направлением на светило. Таким образом, при курсовых углах светила 0; 180° наиболее опасны поперечные крены самолета, а при курсовых углах 90; 270° — продольные.

Из (7.26) следует, что при h=45° каждый градус крена плоскости пеленгации (ДАК-И) или чувствительного элемента кренокорректора (ДАК-ДБ) вызывает 1° максимальной погрешности измерения курса. Для создания крена, равного 1°, ускорение самолета должно быть равно примерно 0,15 м/сек2.

Можно показать, что максимальное значение креновой погрешности измерения курса с помощью экваториальных астрокомпасов определяется соотношением:

где zK — зенитное расстояние точки пересечения оси максимальной чувствительности плоскости пеленгации с небесной сферой.

1 Qo

ные автоматизированные системы позволяют определять координаты места самолета со значительно более высокой точностью, следовательно, ввод в астрокомпас координат места самолета от автоматических навигационных устройств позволит измерять курс самолета с высокой точностью, определяемой долями градуса.

При измерении условного курса (например, относительно меридиана ИПМ) первая составляющая погрешности, опреде-

( ф , Яусл) >

a — азимут погрешности AS (рис. 7.9).

Для экваториального астрокомпаса имеем в этом случае

дУКс = t g zK ±S.

Как видно из формулы (7.30), в средних широтах погрешность измерения условного курса может достигать значительной величины вследствие того, что расстояние AS может быть достаточно большим даже при сравнительно небольшой разности долгот меридиана места самолета и условного меридиана. В высоких широтах даже при больших значениях разности долгот величина AS будет значительно меньше.

Максимальное значение погрешности измерения условного курса будет при верхней кульминации светила (h=hB ) и при

198

Теперь выразим AS через широту места самолета и разность долгот текущего и условного меридианов АХ. Из рис. 7.10 получим приближенное соотношение:

Ограничиваясь первым членом разложения в ряд sin AS и подставляя полученное значение в (7.31), получим

Это приближенное соотношение позволяет рассчитать максимальную величину погрешности измерения условного курса

^усл

в астрокомпас; Д5—величина погрешности*установки координат места самолета; а—азимут погрешности AS

ния светила и с уменьшением разности долгот. Следовательно, нужно выбирать в высоких широтах тот условный меридиан, который в данных условиях полета обеспечивает наименьшее значение разности долгот. Правило выбора условных меридианов, исходя из этого условия, показано на рис. 7.11, а на рис. 7.12 дана номограмма, рассчитанная по формуле (7.33), позволяющая определить максимальное значение погрешности изме-

199

Рис. 7.12. Номограмма для определения погрешности в курсе за счет применения условных меридианов

200