Астрономические компасы.
Одной из разновидностей методов навигации самолетов является астрономическая навигация. С помощью астрономических компасов имеется возможность непосредственного измерения истинного и ортодромического курса в любых широтах. Работа этих компасов основана на визировании небесных светил и поэтому не зависит от наземного обеспечения или функционирования каких-либо вспомогательных бортовых систем. Однако визирование светил возможно в условиях их видимости и при отсутствии световых помех.
В авиационной астрономии принято изображать небесную сферу в виде сферы произвольного радиуса с центром в точке положения наблюдателя. Ее видимое вращение происходит вокруг оси Мира, имеющей северный Р и южный Р' полюсы. При этом большой круг небесной сферы, плоскость которого перпендикулярна к оси Мира, образует небесный экватор QBИQ'3И. Точка, находящаяся на небесной сфере по вертикали над наблюдателем, носит название зенита и обозначается буквой Z, а под ним — надира и обозначается буквой Z'.
Плоскость, перпендикулярная к линии ZZ', при пересечении сферы образует истинный
Рис.65.Схема небесной сферы.
горизонт СИВИЮИ3И. Большой круг небесной сферы, проходящий через полюсы Мира, зенит и надир, называется небесным меридианом. Окружность на небесной сфере, плоскость которой проходит через отвесную линию ZZ' и светило М, называется вертикалом светила.
Для определения положения светила М на небесной сфере применяются две системы координат: экваториальная и горизонтальная.
В основу моделирования экваториальной системы положены небесные экватор и меридиан. Место светила в этой системе определяется его углом склонения δ и часовым углом t. Поскольку вращение небесной сферы происходит вокруг оси Мира, склонение светила неизменно, а часовой угол изменяется равномерно с течением времени. Поэтому карты неба и авиационные астрономические ежегодники (ААЕ) составляются в экваториальной системе координат.
В горизонтальной системе координат основными кругами, относительно которых определяется место светила, являются небесные меридиан и истинный горизонт. Координатами места светила служат его высота h и азимут А. Основное достоинство горизонтальной системы заключается в простоте измерений угловых координат. Однако их величины непрерывно и неравномерно изменяются вследствие вращения небесной сферы.
Образующийся в результате пересечения небесного меридиана, вертикала светила и его часового круга сферический треугольник MPZ называется параллактическим. Проектируя его на плоскость истинного горизонта, можно определить истинный курс самолета.
ИК = А - КУ,
где КУ — курсовой угол светила, т. е. угол между продольной осью самолета и направлением Z1M1 на светило.
Курсовые системы
Ни один из вышерассмотренных курсовых приборов вследствие присущих им недостатков не в состоянии обеспечить то измерение курса в любых условиях полета. Поэтому для повышения мобильности и точности его определения разработаны и нашли практическое применение единые курсовые системы. При создании таких систем удалось в какой-то мере скомпенсировать недостатки достоинствами различных по принципу действия измерителей курса благодаря их рациональному синтезу.
Современная курсовая система представляет собой комплекс гироскопического, магнитного и астрономического датчиков, которые позволяют с достаточной точностью измерять и выдавать сигналы курса на указатели и другие устройства для решения пилотажных и навигационных задач.
Использование одних и же указателей и простота перевода системы из одного режима в другой — еще одно преимущество комплексной системы.
В зависимости от географического района полета, времени суток, метеорологических условий, уровня естественных искусственно созданных помех курсовая система типа ТКС может работать в режиме гирополукомпаса (ГПК) и в режимах магнитной (МК) или астрономической (АК) коррекции. Для работы на каждый из них система переключается с пульта управления переключателем.
Датчиком системы является гироагрегат ГА. Его чувствитвительным элементом служит астатический гироскоп с тремя степенями свободы. Для удержания главной оси ротора в горизонтальном положении используется система горизонтальной коррекции, которая для уменьшения послевиражных погрешностей отключается гироскопическим выключателем коррекции ВК-53РБ.
С целью исключения креновых погрешностей гироскоп установлен в дополнительной раме. Ее вертикальное положение контролируется центральной гировертикалью ЦГВ, и в случае ухода рамы из вертикали по сигналам рассогласования у она восстанавливается следящей системой в исходное положение.
Поскольку гироскопу свойственен «кажущийся» уход его который зависит от широты φ местности, для исключения этого явления применена система азимутальной коррекции. Управление этой системой осуществляется с пульта управления рукояткой задатчика широты.
Таким образом, независимо от положения самолета и координат местности главная ось гироагрегата оказывается стабилизированной в горизонтальной плоскости и удерживается в азимуте.
В режиме ГПК сигнал курса посредством двухканальной сельсинной передачи с ГА передается на центральный указатель штурмана УШ, где трансформируется в поворот его шкалы относительно неподвижного индекса. В свою очередь этот указатель выдает сигналы курса указателям УК. Наличие в нем сельсинов-приемников позволяет измерять курсовые углы радиостанций по повороту стрелок относительно шкалы. Введение магнитного склонения Δм осуществляется кремальерой.
Для уменьшения накопления ошибки в измерении курса с течением времени необходимо периодически осуществлять коррекцию от магнитного или астрономического компаса.
В режиме МК датчиком компасного курса служит индукционный датчик ИД. Сигнал, пропорциональный этому курсу, поступает в коррекционный механизм КМ, где компенсируется девиация ΔК и вводится условное магнитное склонение ΔМУ. Откорректированный сигнал, пропорциональный магнитному курсу с помощью сельсинной передачи, подается на гироагрегат. С его сельсинов осредненное значение гиромагнитного курса поступает на указатели.
В режиме астрономической коррекции уход гироскопа корректируется от астрокомпаса ДАК-ДБ.
Особенность магнитной и астрономической коррекции гороагрегата заключается в том, что уход оси гироскопа в aзимуте устраняется не силовым воздействием на гироскоп, а доворотом статора сельсина-датчика относительно ротора на такой же yгол. В результате этого гироагрегат выполняет функцию осреднителя погрешностей магнитного и астрономического компасов.
При значительном рассогласовании между гироагрегатом индукционным датчиком или астрокомпасом используется кнопка согласования КС на пульте управления, нажатием на нее обеспечивается уменьшение передаточного отношения редукторов отрабатывающих двигателей следящей системы и как результат увеличение скорости согласования системы.
Резервирование системы благодаря запасному гироагрегату позволяет повысить ее надежность.