Схема выработки истинного курса

Схема выработки истинного курса приведена на рис. 5. Двигатель отрабатывает пеленгаторную головку на угол , одновременно он отрабатывает ротор сельсина-датчика . Сигнал, снимаемый с сельсина-датчика СД, пропорционален курсовому углу Солнца. Статор сельсина-датчика связан трёхпроводной связью с ротором дифференциального сельсина . Угол поворота ротора дифференциального сельсина равен азимуту Солнца, вычисленному сферантом. Угол поворота вектора результирующего магнитного потока роторной обмотки дифференциального сельсина равен разности . Напряжение с обмотки статора подаётся в обмотки статора сельсина-приёмника , находящегося в блоке усилителей. Сигнал с ротора подаётся на усилитель , а затем на двигатель отработки .

Угол поворота ротора СП и оси дифференциала соответствует истинному курсу летательного аппарата, не исправленному на методическую погрешность от крена. Вторая ось дифференциала поворачивается на угол, пропорциональный креновой поправке (схема рассмотрена выше). Таким образом, выходная ось дифференциала повернётся на угол, соответствующий истинному курсу летательного аппарата.

.

(4)

 

Информация об истинном курсе летательного аппарата с выходной оси дифференциала с помощью сельсинной и потенциометрической передач выдаётся на указатели и потребителям.

Рисунок 5 Схема выработки истинного курса

 

В микропроцессорных астрокомпасах азимут и высоту светила можно определить путём решения полярного треугольника светила:

 

;

(5)

 

;

(6)

 

;

(7)

 

(8)

 

где – широта;

– долгота места ЛА;

– прямое восхождение;

– склонение,

–часовой угол светила;

– звёздное гринвичское время.

Для определения азимута светила по вычисленному значению , необходимо воспользоваться табл. 1.

Таблица 1

Определение квадрата азимута светила

 

Знаки	Азимут
+	+
-	+
-	-
+	-

 

Вычисление высоты и азимута светила производится по следующему алгоритму:

а) после ввода исходных данных вычисляется часовой угол светила 1 по формуле (7);

б) вычисляется значение из уравнения (5):

 

;

 

из-за погрешности вычисления тригонометрических функций модуль может быть чуть больше 1;

в) для исключения аварийного останова, предусмотреть округление до 1, если его модуль больше 1;

г) произвести вычисления ; ; ;

д) по формуле (8) вычислить ;

е) прежде чем поделить С на , необходимо убедиться, что не равно нулю; в противном случае нужно присвоить значение ; эта небольшая величина (меньше погрешности вычисления тригонометрических функций) практически не вносит погрешностей в результат, однако не вызывает аварийного останова программы;

ж) заканчивается вычисление азимута определением квадранта согласно табл. 1.

 

3.5 Принцип действия экваториального астрокомпаса

 

В экваториальных астрокомпасах плоскость пеленгации совпадает с кругом склонения светила. Пространственная модель экваториального астрокомпаса приведена на рис. 6.

Пеленгатор укрепляется на часовой оси, моделирующей ось мира, та­ким образом, чтобы плоскость пеленгации совпадала с этой осью. Часовая ось наклоняется относительно плоскости азимутального круга на угол широты места. Поскольку часовая ось моделирует ось мира, то проекция этой оси на азимутальный круг, располагаемый в плоскости горизонта, должна совпадать с направлением на север (). Перпендикулярно часовой оси помещается круг часовых углов. Плоскость пеленгации разворачивается вокруг часовой оси на часовой угол светила. Далее вращают пеленгатор вокруг вертикальной оси. Как только плоскость пеленгации совместится со светилом (с центром светила), производится отсчёт истинного курса по шкале азимутального круга. Солнечное визирное устройство вращается часовым механизмом. Начальная установка часового механизма позволяет установить гринвичский часовой угол

Рисунок 6 Схема пространственной модели экваториального астрокомпаса

 

3.6. Астрономический компас АК-59П

 

Общий вид компаса представлен на рис. 7.

Компас АК-59П предназначен для определения истинного курса са­молёта в северном и южном полушариях по Солнцу, плоскости поляризации рассеянного атмосферой солнечного света, Луне, звёздам и планетам. Погрешность определения истинного курса по солнечной и звёздной ви­зирным системам не более при высотах светил от до , в диапазоне склонений Солнца , звёзд . Погрешность определения истинного курса поляризационной визирной системой не более .

Астрокомпас содержит три вида визирных устройств: визирное устройство 15 для пеленгации Солнца; визирную систему 1, 4 для пеленгации звёзд, Луны, планет; поляризационное визирное устройство 3, 5 для пеленгации Солнца в поляризованном свете.

Ось вращения плоскости пеленгации наклоняется относительно азимутального круга 11 на географическую широту (отсчёт углов по шкале 7). Солнечное визирное устройство поворачивается относительно шкалы 14 на гринвичский часовой угол с помощью часового механизма со скоростью за солнечные сутки (завод производится кольцом 12).

Солнечное визирное устройство помещено в цилиндрический прозрачный корпус 16, поворачивается в кольце 8 на угол долготы, отсчитываемый по шкале 13 (для фиксации долготы служит стопорный винт 19).

Звёздная визирная система не имеет связи с часовым механизмом, поэтому гринвичский часовой угол устанавливается вручную по шкале 17.

Вся система визирования может вращаться вокруг вертикальной оси, перпендикулярной азимутальному кругу 11. Горизонтальность этого круга контролируется по уровню 10.

 

 

Рисунок 7 Общий вид астрокомпаса АК-59П

 

Поисковые движения при пеленгации светил осуществляются вокруг вертикальной оси. Отсчёт курса производится против индекса 9 (с надписью «Курс») по шкале 11.

Высота корпуса солнечного визирного устройства подобрана так, чтобы при максимальных углах склонения Солнца () обеспечивалась его пеленгация. Поток солнечных лучей (рис. 8,а) фокусируется цилиндрической линзой 1 на матовый полупрозрачный экран 2, снабжённый двумя параллельными рисками.

Визирная система для пеленгации звёзд, Луны и планет (рис. 8, б) позволяет совместить линию визирования (а-б) со светилом С. Глаз наблюдателя располагается перед линзой 3 так, чтобы луч зрения проходил сквозь линзу, а наблюдаемое светило располагалось внутри прорези 4 на пересечении линий, продолжающих риски 5. При визировании Луны наблюдается тень от перекладины 6 рамки.

 

Рисунок 8 Схема визирного устройства

 

Поляризационное визирное устройство (рис. 9) состоит из анализатора и призмы.

Анализатор состоит из 3-х полей: полей и с плоскостями поляризации под углом относительно друг друга и поля – с плоскостью поляризации под углом относительно первых двух. При вращении анализатора (вокруг вертикальной оси) меняется освещённость отдельных его частей. Наблюдение за анализатором ведётся через призму.

В момент, когда яркости полей и одинаковы, а поле тёмное, линия симметрии совмещается с вертикалом Солнца. Отсчёт курса производится по шкале азимутального круга. В приборе может быть допущена ошибка в отсчёте курса на , устраняемая при известном приближённом направ­лении стран света.

Измерять ортодромический курс астрономическими компасами можно различными способами. Направление ортодромической траектории задаётся в исходном пункте маршрута путевым углом

Последовательное перемещение летательного аппарата по ортодромии обозначим буквами , , и т. д. Вращение Земли полностью скомпенсировано часовым механизмом астрокомпаса.

 

 

Рисунок 9 Схема пеленгации поляризованного потока света

 

Первый способ, характерный для горизонтальных астрокомпасов, заключается в том, что плоскость пеленгации удерживается параллельно вертикали места вылета и пеленгация светила осуществляется все время как бы из исходного пункта маршрута.

Для этого по мере перемещения самолёта по ортодромии из точки М0 в точки , , и т. д. необходимо отклонять ось вращения плоскости пеленгации относительно местной вертикали назад, в сторону пройденно­го пути, на углы, соответствующие пройденным угловым расстояниям

 

,

(9)

 

где – угол отклонения оси вращения плоскости пеленгации от местной вертикали;

– пройденное расстояние;

– расстояние от центра Земли до летательного аппарата.

Для полёта по ортодромии следует выдерживать постоянным Я0.

При втором способе ЭВМ пересчитывает истинные курсы в ортодромические. Для полёта по ортодромии необходимо выдерживать вычисленные значения путевых углов ортодромии , , и т. д. Формулы для вычисления ортодромического курса приведены в разделе «Астроориентатор горизонтальной системы координат».

 

4. Методы астрономической ориентировки

 

Все методы астрономической ориентировки основаны на получении поверхности положения. Место летательного аппарата определяется как точка пересечения этих поверхностей положения.

Между небесными и географическими координатами в какой-либо точке существует определённая связь, т. к. система географических координат на земной поверхности и система экваториальных координат на небесной сфере тождественны друг другу. В этих системах главным направлением является ось вращения Земли и главной плоскостью – плоскость земного экватора.

Предположим, что центр небесной сферы расположен в центре 0 земного шара, а радиус вспомогательной небесной сферы равен радиусу Земли (рис.10). Из рис. 10 легко устанавливается аналогия между самими координатами. Широта будет аналогична склонению, а долгота, часовой угол и прямое восхождение по своему значению также являются тождественными понятиями. Если в некоторый момент времени центр Земли соединить со светилом, то эта линия пересечёт земную поверхность в точке, которая называется географическим местом светила (ГМС). Отвесная линия в точке места наблюдателя (М) пересечёт небесную сферу в точке , которая называется зенитом наблюдателя.

Рисунок 10 Система географических координат, совмещенная

с экваториальной системой координат небесных светил

 

– соответственно широта и долгота; – склонение; – прямое восхождение; – гринвичский часовой угол; – географическое место светила; – точка зенита; – дополнение до

 

Выясним зависимость между экваториальными координатами зенита и географическими координатами наблюдателя. Как видно из рис. 10, склонение зенита равно широте места (), а прямое восхождение зенита равно прямому восхождению светила C, находящегося в данный момент в верхней кульминации на меридиане наблюдателя . Коорди­наты географического места светила , соответствуют экваториальным координатам светила: широта ГМС равна склонению светила , а долгота ГМС равна гринвичскому часовому углу светила .

Определение места наблюдателя на земной поверхности по астрономическим наблюдениям небесных светил сводится к нахождению поло­жения зенита наблюдателя на небесной сфере, который может быть получен как точка пересечения двух линий положения – линий равных значений измеряемой величины. В зависимости от способа астрономического наблюдения, линии положения на вспомогательной сфере могут изображаться в виде дуг больших и малых кругов или кривых особого рода.

Полагаем, что на летательном аппарате имеются курсовая система и центральная гироскопическая вертикаль (ЦГВ), которые определяют направление осей горизонтальной системы координат. В полёте могут быть измерены горизонтальные координаты небесных светил: высоты и (или зенитные расстояния , ) и азимуты , двух светил.

Каждая из измеренных координат может послужить основой для построения поверхности положения. Поверхность положения (рис. 11, а) представляет собой конус с вершиной, совпадающей с центром Земли. Линия пересечения конуса с земным шаром образует круг постоянных зенитных расстояний, который является линией положения ЛА.

Линия пересечения поверхности с шаром (рис. 11, б) является линией положения, имеющей форму двух окружностей, пересекаю­щихся в точках полюса и географического места небесного светила C.

 

а)

б)

 

Рисунок 11 Поверхности положения:

а) равного зенитного расстояния ;

б) постоянного угла между двумя точками и – линия пересечения с шаром

 

Для упрощения геометрических построений можно не строить поверхностей положения, а пользоваться только линиями положения на сфере. Положение зенита на небесной сфере можно определить методом кругов равных высот, высотно-азимутальным и азимутальным методами.

 

Высотный метод (метод кругов равных высот)

 

Для наблюдателя, находящегося на некотором расстоянии от географического места светила, высота светила h будет меньше , и зенитное расстояние, соответственно, больше . Во всех точках любой окружности, центром которой является географическое место светила, высота соответствующего светила будет одинаковой.

Такая окружность называется кругом равных высот светила. Радиус круга равных высот равен зенитному расстоянию. Для определения местонахождения наблюдателя по измеренным высотам двух светил и строят круги равных высот (рис. 12). Они пересекутся в двух точках и , в одной из которых находится наблюдатель. Эти точки обычно удалены друг от друга на большие расстояния (тысячи километров). Так, даже при высоте светила

, .

Рисунок 12 Определение координат места высотным методом

 

Поэтому, зная приближённо свое местонахождение, можно опреде­лить, в какой из этих двух точек находишься. Эта задача может быть ре­шена графически, путём построения кругов равных высот на глобусе (рис. 12), или аналитически, путём решения двух уравнений, составленных для параллактических треугольников светил и (рис. 13).

Рисунок 13 Аналитическое определение координат места высотным методом

 

– вспомогательные величины для нахождения и наблюдателя через параметры светил.

Высоты светил связаны с координатами места зависимостями:

 

,

(10)

 

где ;

– экваториальные координаты светил;

– измеренные высоты светил;

– географические координаты места самолета;

– гринвичское звездное время в момент измерения высот светил.

Решение системы уравнений с двумя неизвестными должно дать широту и долготу места наблюдателя, но выразить величины и в виде явных функций , , не представляется возможным, так как уравнения являются трансцендентными и не могут быть решены обычным алгебраическим способом. Эта задача всё же имеет аналитическое решение путём последовательного решения трёх сферических треугольников через вспомогательные величины (рис. 13).

В современных астроориентаторах применяют вычислительные устройства, в которых задача совместного решения двух трансцендентных уравнений решается проще. Система (10) имеет решение, если входящие в неё уравнения линейно независимы. Уравнения независимы, если якобиан её не равен нулю. Анализ уравнений (10) показывает, что при якобиан равен нулю и уравнения системы несовместны, при этом координаты места летательного аппарата совпадают с северным полюсом и понятия звёздного времени и долготы места теряют смысл. Якобиан системы уравнений (10) равен нулю также в случае равенства азимутов пеленгуемых светил, т. е. когда .

Поскольку система уравнений (10) нелинейная, то при её решении можно использовать лишь численные методы. В горизонтальных астроориентаторах эта система уравнений решается по так называемому модифицированному методу Ньютона.

Чтобы осуществить процесс итерационного решения и исключить неоднозначность решения уравнений (10), необходима информация о приближённых значениях координат места летательного аппарата. Координаты светил могут быть выбраны из авиационного астрономического ежегодника и введены в прибор, а звёздное гринвичское время непрерывно вводится с помощью таймера.

Высотно-азимутальный метод (определение координат места по одному светилу)

 

По измеренным высоте и азимуту одного светила строят две линии положения на сфере (рис. 14) – линию постоянного зенитного расстояния (круг равных высот) и линию постоянного азимута .

Эти линии пересекаются в двух точках. Одна из них является истинным местом летательного аппарата, другая – ложным. Для того чтобы отличить эти точки, необходимо знать район места нахождения ЛА, или использовать дополнительную линию положения.

Рисунок 14 Определение координат места высотно-азимутальным методом

 

Азимутальный метод

 

По измеренным азимутам двух светил (рис. 15) место зенита определяется в точке пересечения двух вертикалов светил.

 

Рисунок 15 Определение координат места азимутальным методом

 

По причине недостаточной точности измерения азимутов светил (кур­совая система менее точна, чем центральная гировертикаль) последние два астрономических способа на практике не применяются. Метод двух зенитных расстояний (метод кругов равных высот) является пока единственным методом, которым пользуются на практике.

 

5. Автоматические секстанты

 

Важной составной частью астроориентатора является автоматический секстант. На рис. 16 приведена схема секстанта, пеленгаторное устройство которого связано через редуктор отрабатывающего двигателя с кор­пусом летательного аппарата.

 

Рисунок 16 Принципиальная схема автоматического секстанта

 

Телескоп 15 автоматически направляется на небесное светило. Отклонение телескопа от направления на светило вызывает сигнал на выходе фотоумножителя 5, который после усиления передаётся через коммутатор на двигатель отработки по высоте 14 и курсовому углу 12. Отработка производится вокруг вертикальной оси и горизонтальной оси относительно корпуса летательного аппарата 11. Телескоп 15 опирается на ось 9, подвешенную в карданной раме 10. Эта рама может поворачиваться в азимуте на оси 13 опоры.

Высоту светила измеряют относительно электролитического уровня 7, который удерживается в нейтральном положении с помощью двигателя 6. Уровень отрабатывается механизмом только в плоскости .

Рассмотрим работу фотоследящей системы. Световой поток Ф попадает на линзу 1, после чего он превращается в пучок сходящихся лучей и направляется через диафрагмы 3 и 4 на катод фотоумножителя 5.

Диафрагмы 3, 4 (вращаются двигателем 2) обеспечивают изменение силы тока фотоумножителя в зависимости от угла отклонения оптической оси телескопа от направления на светило, а также модуляцию светового потока для исключения влияния фона неба на точность пеленгации.

Чем дальше отклоняется световое пятно от центра диафрагмы 3 (с секторным вырезом, рис. 17), тем больше время будет освещен фотокатод, следовательно, больше среднее значение фототока (рис. 17,а).

 

 

Рисунок 17 Принцип работы фотоследящей системы

 

Для определения углового положения а светового пятна относительно осей координат , жёстко связанных с телескопом, используют контакт на диафрагме 3 и контакт на телескопе. При вращении диафрагмы 3 контакт касается контакта и отпирает входной каскад усилителя.

В результате этого длительность импульса тока становится пропорциональной углу (рис. 17, б). Диафрагма 4 с перекрёстными прорезями (рис. 17, в) модулирует сигнал. Распределение сигналов на двигатели 12, 14 (рис. 16) соответственно пропорционально и .

Рассмотренная схема секстанта обладает следующими недостатками:

1) при крене прибора перпендикулярно плоскости вертикала светила возникает методическая погрешность в измерении высоты и курсового угла светила;

2) угловые движения летательного аппарата вызывают динамические погрешности фотоследящей системы, которые снижают точность пеленгации и являются одной из причин потери видимости небесного светила;

3) почти полное отсутствие «памяти»; при временном прекращении видимости небесного светила телескоп может отклоняться на угол, превосходящий угол поля зрения, в результате фотоследящая система может потерять светило и не восстановить нормальную работу при возобновле­нии видимости светила;

4) электролитический уровень (при действии ускорений) устанавливается в направлении «кажущейся» вертикали, поэтому в погрешность измерения высоты войдут погрешности вертикали в плоскости .

Для устранения указанных недостатков применяют различные методы, среди них: совмещение секстанта с курсовертикалью, гироскопическим стабилизатором, с повторителем курсовертикали и др.