WWW.DISSERS.RU

БЕСПЛАТНАЯ ЭЛЕКТРОННАЯ БИБЛИОТЕКА

   Добро пожаловать!

Pages:     | 1 ||

«М. И. Лебедев М. И. Лебедев М. И. Лебедев САМОЛЕТОВОЖДЕНИЕ Учебное пособие для летчиков и штурманов гражданской, военно- транспортной и стратегической авиации Часть II Ставрополь 73 2003г 74 ...»

-- [ Страница 2 ] --

здесь а = (ом — р) sin ср — (±м.ом) Как видно из формулы, в этом случае не нужно знать долготу места самолета, что позволяет заранее, при подготовке к полету, рассчитать азимутальные поправки для радиостанций, намеченных Ортодромический способ самолетовождения.

Рис 15.4. Разметка ОПУ на карте к использованию. Рассчитанные поправки записываются у соответствующих меридианов, на которых расположены радиостанции. Такая предварительная подготовка значительно упрощает расчет ИПС.

§8. Корректировка показаний курсовой системы для отсчета курса по магнитному меридиану аэродрома посадки В схемах захода на посадку все направления полета указаны по магнитным курсам. Использование УКВ радиопеленгаторов при заходе на посадку также вызывает необходимость задавать направления полета относительно магнитного меридиана. Это требует при заходе на посадку использовать курсовую систему в режиме «МК». Поэтому перед началом снижения с эшелона полета экипаж обязан перевести КС в режим «МК» и на этом режиме производить снижение и заход на посадку. Но иногда в особых условиях полета курсовой системой в режиме «МК» пользоваться нельзя, например при полетах в районах с малой напряженностью горизонтальной составляющей магнитного поля Земли или при включенной противообледенительной системе стабилизатора при пробивании облачности. В этих случаях при заходе на посадку КС используется в режиме «ГПК», но предварительно до начала снижения корректируется относительно магнитного меридиана аэродрома посадки.

Чтобы КС выдавала курс в режиме «ГПК» относительно опорного магнитного меридиана аэродрома посадки, на УШ устанавливают вручную с помощью задатчика курса ОМК, рассчитанный по формуле:

ОМК = МК + (±м.у) Условное магнитное склонение определяется для точки маршрута, в которой происходит смена опорного меридиана.

Умелое применение курсовой системы позволяет добиваться точного измерения курса в любых условиях, но для этого необходимо уметь переходить от локсодромических показаний приборов к орто дромическим и наоборот.

Глава Использование курсовой системы КС-6 в самолетовождении.

§1. Курсовая система КС-6, ее назначение и комплект Курсовая система КС-6 представляет собой централизованное устройство, объединяющее магнитные, гироскопические и астрономические средства измерения курса, предназначенное для определения и выдерживания магнитного, истинного, условного и ортодромического курсов самолета, углов разворота, а также для выдачи сигналов курса в автопилот и другие потребители. Совместно с курсовой системой работают два радиокомпаса и астрокомпас ДАК-ДБ-5.

В комплект курсовой системы КС-6 входят следующие агрегаты: индукционный магнитный датчик Использование курсовой системы КС-6 в самолетовождении.

ИД-2М, два гироагрегата ГА-1М, коррекционный механизм КМ-4, указатель штурмана УШ, контрольный указатель гиромагнитного и астрономического курса УГА-1У, два указателя курса пилотов УК-1 (или КППМ), центральная гировертикаль ЦГВ, выключатель коррекции ВК-53РБ, магнитный усилитель, пульт управления ПУ-1.

Индукционный датчик ИД-2М служит для определения магнитного курса самолета, необходимого для коррекции показаний гироагрегата курсовой системы в азимуте.

Основной и запасный гироагрегат ГА-1М являются гирополукомпасами повышенной точности и работают одновременно. Один из гироагрегатов осредняет и стабилизирует курс, который определяется магнитным или астрономическим датчиком, а второй работает в качестве гирополукомпаса. При помощи переключателя их можно поменять ролями. Показания гироагрегатов дистанционно передаются на различные указатели курсовой системы, автопилот и другие потребители курса.

Коррекционный механизм КМ-4 предназначен для связи индукционного датчика с гироагрегатом, устранения четвертной девиации и инструментальных погрешностей системы с помощью лекального устройства и ввода магнитного склонения в пределах±180°.

Центральная гировертикаль позволяет сохранять взаимную перпендикулярность осей карданного узла при кренах самолета, что уменьшает карданные ошибки гироскопов при разворотах самолета.

Выключатель коррекции ВК-53РБ служит для автоматического отключения астрономической или магнитной коррекции, а также коррекции горизонтальных осей гироскопов гироагрегатов и центральной гировертикали во время разворота самолета с угловой скоростью более 0,3 град/с с целью уменьшения послевиражных ошибок гироскопов.

§2. Режимы работы, органы управления, указатели курсовой системы КС-6 и их назначение В зависимости от решаемых задач и условий полета курсовая система может работать в следующих режимах: гирополукомпаса «ГПК»: магнитной коррекции «МК»;

астрономической коррекции «АК».

Режим «ГПК» является основным, В этом режиме курсовая система работает как гирополукомпас и выдает условный курс, т. е. курс, измеряемый относительно опорного меридиана, на котором была произведена установка заданного курса. В режиме «ГПК» магнитный датчик с коррекционным механизмом отключается от гироагрегата, работающего в режиме «ГПК». Такой гироагрегат становится гироскопическим датчиком курса, показания которого передаются на указатель штурмана и к потребителям сигнала курса. При этом точность выдаваемого условного курса зависит от собственного ухода гироскопа в азимуте.

Система работает таким образом, что при работе основного гироагрегата в режиме «ГПК» запасный работает в режиме «МК», а при работе основного в режиме «МК» запасный работает в режиме «ГПК».

Переключение гироагрегатов осуществляется переключателем «Основной — Запасный». Показания гироагрегата, работающего в режиме «МК», всегда выдаются на стрелку «Г» указателя УГА-1У.

Режимы магнитной и астрономической коррекции являются вспомогательными и служат для начального согласования гироагрегатов с индукционным или астрономическим датчиками курса, а также для периодического контроля и коррекции показаний гироагрегата, работающего в режиме «ГПК».

Коррекция производится для устранения накопившихся погрешностей от ухода гироскопа в азимуте под влиянием различных факторов.

В режиме «МК» курсовая система выдает МК относительно пролетаемого меридиана. В этом режиме МК, определяемый индукционным датчиком, передается через коррекционный механизм на один из гироагрегатов, который осредняет и стабилизирует его и передает на указатель УШ и стрелку «Г» контрольного указателя УГА-1У. Второй гироагрегат находится в резерве и работает в режиме «ГПК». Но показания от него в этом случае на указатели не передаются.

В режиме «АК» курсовая система в зависимости от установленных данных на вычислителе ДАК ДБ- 5 выдает ИК относительно пролетаемого меридиана или УИК относительно опорного меридиана. В этом режиме астрономический курс подается на один из гироагрегатов, где осредняется и стабилизируется и затем передается на указатель УШ и на потребители курса. Второй гироагрегат работает в режиме «МК» и обеспечивает выдачу на стрелку «Г» указателя УГА-1У осредненного гиромагнитного курса.

Ортодромический способ самолетовождения.

Таким образом, стрелка «Г» указателя УГА-1У постоянно показывает осредненный гиромагнитный курс. На стрелку «А» этого указателя независимо от режима работы курсовой системы выдается астрономический курс непосредственно от астрокомпаса, если он включен. Сравнивая показания указателей УШ и УГА-1У, можно в любой момент времени определить величину ухода оси гироскопа гироагрегата, работающего в режиме «ГПК» Из рассмотренных режимов работы видно, что в курсовой системе КС-6 курсовой гироскоп может использоваться автономно, совместно с магнитным или астрономическим датчиками курса. При совместной работе датчик курса непрерывно корректирует показания, выдаваемые курсовым гироскопом.

Для работы с курсовой системой имеется пульт управления ПУ-1 (рис. 16.1). На нем расположены:

- переключатель режимов работы;

- ручка задатчика курса, которой устанавливают заданный курс на указателе УШ в режиме «ГПК»;

- переключатель широтной коррекции для Северного и Южного полушарий.

- ручка и шкала для установки широты места;

- переключатель гироагрегатов, которым подключают указатель УШ к основному или запасному гироагрегату;

- два регулировочных потенциометра для компенсации ухода гироскопов в азимуте от несбалансированности;

- кнопка быстрого согласования показаний указателей с показаниями индукционного или астрономического датчиков.

При использовании курсовой системы необходимо учитывать, что наличие блока связи курсовой системы с автопилотом требует соблюдения мер предосторожности при выполнении некоторых Рис 16.1. Пульт управления и указатели КС-6.

а) пульт управления;

б)- указатель штурмана;

в) указатель УГА-1У;

г) указатель УК- Использование курсовой системы КС-6 в самолетовождении.

переключений на пульте управления курсовой системы. При работе переключателем «Осн.—Зап.» в автопилот подается сигнал для отключения стабилизации с целью исключения больших рассогласований между сельсином-датчиком гироагрегата курсовой системы и сельсином-приемником автопилота. Такой же сигнал подается в автопилот при работе кнопкой согласования или задатчиком курса. Сигнал подается до тех пор, пока нажата кнопка согласования или отклонен задатчик курса. Такое устройство в полете с включенным автопилотом при рассогласовании между основным и запасным гироагрегатами и переключении потребителей курса с основного гироагрегата на запасный, а также с режима «МК» на «ГПК» и с «АК» на «ГПК» позволяет избежать ухода самолета с курса.

При переключении режимов работы с «ГПК» на «МК» или с «ГПК» на «АК» при рассогласовании между тироагрегатами самолет может уйти с курса. Чтобы предотвратить такой уход, указанные переключения необходимо производить при нажатой кнопке быстрого согласования на пульте управления курсовой системы.

Курсовая система КС-6 имеет следующие указатели (см. рис. 16.1.).

1. Указатель штурмана УШ — комбинированный указатель, предназначенный для отсчетов курса самолета, курсовых углов и пеленгов двух радиостанций, а также пеленгов самолета. В зависимости от режима работы курсовой системы на указателе на внутренней подвижной шкале против треугольного индекса читают магнитный, условный или истинный курс самолета. По этой же шкале против острых концов стрелок радиокомпаса отсчитывают пеленги радиостанций, а против противоположных концов стрелок—пеленги самолета. Курсовые углы радиостанций читаются на неподвижной внешней шкале указателя против острых концов стрелок.

Указатель УШ позволяет определить истинный курс при нерабочем состоянии астрокомпаса, т. е. в режиме магнитной коррекции. Для этого предусмотрен учет магнитного склонения района полета, которое устанавливается на шкале склонений УШ в пределах ±50° или на шкале склонений коррекционного механизма в пределах ±180°. Если в режиме «МК» магнитное склонение установить на шкале УШ, а на КМ- 4 магнитное склонение оставить на нуле, то на УШ будет измеряться ИК, а стрелка «Г» указателя УГА-1У укажет МК. Если магнитное склонение установить на коррекционном механизме КМ-4, а на указателе УШ оставить на нуле, то УШ и стрелка «Г» указателя УГА-1У укажут ИК.

2. Указатель гиромагнитного и астрономического курса УГА-1У — вспомогательный указатель штурмана. Стрелка «Г» этого указателя в любом режиме работы курсовой системы показывает гиромагнитный курс при условии, что на коррекционном механизме установлено магнитное склонение, равное нулю. На стрелку «А» всегда поступает автономно ИК или УИК в зависимости от того, какие данные установлены на вычислителе астрокомпаса. Штурман, имея одновременно показания условного, магнитного и астрономического курсов, может определить величину ухода оси гироскопа и установить необходимость корректировки гироагрегата, работающего в режиме «ГПК».

3. Два указателя курса УК-1 (или КППМ) устанавливаются на приборной доске пилотов. Они подключены к указателю УШ и повторяют его показания. При помощи специального переключателя эти указатели могут подключаться непосредственно к астрокомпасу ДАК-ДБ-5. В зависимости от типа самолета в комплект КС-6, кроме приведенных указателей, могут дополнительно входить другие указатели.

§3. Применение курсовой системы КС-6 в полете.

Для обеспечения ортодромического способа самолетовождения КС-6 используется в полете в основном режиме работы «ГПК». Полет с помощью курсовой системы в режиме «ГПК» может выполняться по ортодромическим истинным или ортодромическим магнитным путевым углам в зависимости от того, какой меридиан принят в качестве опорного.

Для выполнения полета в режиме «ГПК» необходимо:

1) перед вылетом проверить курсовую систему. После проверки установить режим «МК», переключатель гироагрегатов поставить в положение «Осн.», на пульте управления установить среднюю широту первого участка маршрута, а на УШ и КМ — магнитное склонение, равное нулю;

2) на старте перед взлетом произвести начальную установку КС в соответствии с выбранным опорным меридианом. Для этого следует установить на УШ условное магнитное склонение аэродрома вылета Ортодромический способ самолетовождения.

и нажать на кнопку быстрого согласования. После согласования переключить КС на режим «ГПК» и производить взлет. КС будет выдавать ОК относительно опорного магнитного (истинного) меридиана аэродрома вылета;

3) выполнить установленный маневр отхода от аэродрома, после чего взять ОК для следования по ЛЗП:

ОКсл = ОЗПУ — (±УС);

4) периодически измерять угол сноса и уточнять курс следования;

5) регулярно производить установку на пульте управления средней широты участка маршрута;

6) периодически, между опорными меридианами, проводить проверку и корректировку показаний КС. Проверка выполняется с целью выявления ухода оси гироскопа гироагрегата. Для этого необходимо отсчитать текущий МК по стрелке «Г» или ИК по стрелке «А» указателя УГА-1У и рассчитать фактический ОК для данной точки относительно того опорного меридиана, от которого ведется отсчет выдерживаемого ОК. Расчет фактического ОК выполняется по одной из следующих формул:

ОМКФ = МК + (±М.У) или ОИКФ = ИК + (±а).

При расхождении вычисленного и выдерживаемого ортодромических курсов более чем на 2°, произвести коррекцию показаний КС.

Коррекция показаний КС — это работа по устранению ухода оси гироскопа за время полета самолета для обеспечения дальнейшего продолжения полета с ОК относительно опорного меридиана, принятого за начало отсчета курса. Коррекцию показаний КС можно производить вручную путем доведения отсчета на УШ до необходимого значения поворотом задатчика курса или автоматизирование по индукционному или астрономическому датчику курса.

Для автоматизированного выполнения коррекции необходимо установить на УШ условное магнитное склонение (при полете относительно опорного магнитного меридиана) или азимутальную поправку (при полете относительно опорного истинного меридиана), перевести КС соответственно в режим «МК» или «АК» и нажать кнопку быстрого согласования. После прекращения вращения шкалы УШ отпустить кнопку и снова перевести КС в режим «ГПК». После выполнения коррекции довернуть самолет на правильный курс.

При выполнении коррекции следует иметь в виду, что отличие фактического ОК от ОК, отсчитанного на УШ, не должно превышать 4—5° за 1 ч полета. Если эта величина больше указанной, курсовая система подлежит регулировке;

7) после пролета каждого ППМ берется новый расчетный ОК следования;

8) при выходе в точку, где происходит смена направления опорного меридиана, выставить КС на отсчет относительно нового опорного меридиана. Выставку курса в соответствии с выбранным опорным меридианом можно произвести путем перевода КС в режим «МК» с последующим переключением системы в режим «ГПК» или путем переключения гироагрегатов с положения «Осн.» в положение «Зап.» или наоборот. После такого переключения гироагрегатов МК, который выдавался на стрелку «Г», переходит на УШ и повторители. Этот МК и будет являться ОМК относительно нового опорного магнитного меридиана.

В случае если начальную выставку курса необходимо произвести относительно опорного истинного меридиана, на УШ перед включением КС в режим «МК» устанавливается условное магнитное склонение, равное магнитному склонению пролетаемого опорного меридиана. Для предотвращения ухода самолета с курса при включенном автопилоте указанные переключения КС необходимо производить при нажатой кнопке быстрого согласования;

9) после пролета очередного опорного меридиана порядок применения КС в режиме «ГПК» такой же, как указано выше.

Определение собственного ухода гироскопа и его учет. Курсовая система и ГПК-52 имеют механизмы азимутальной коррекции, с помощью которых компенсируется суточное вращение Земли и уход гироскопа в азимуте от несбалансированности. Добиться полной компенсации ухода главной оси гироскопа невозможно. Курсовая система и ГПК-52 всегда имеют так называемый остаточный уход гироскопа в азимуте. Допустимая величина скорости собственного ухода гироскопа составляет 2 град/ч, а для курсовых Использование курсовой системы КС-6 в самолетовождении.

систем повышенной точности — около 0,5 град/ч. В практике могут встречаться повышенные уходы (3- град/ч и более), что приводит к ошибкам в выдерживании заданного курса.

Явление остаточного ухода гироскопа требует периодической коррекции показаний курсовой системы и ГПК-52. Однако коррекция только устраняет накопившуюся ошибку за счет ухода гироскопа, но не позволяет учесть ее на оставшемся участке маршрута. Остаточный уход гироскопа можно учесть путем изменения скорости азимутальной коррекции регулировочным потенциометром. Но этим методом пользоваться в полете не рекомендуется, так как регулировки, выполняемые различными штурманами, могут снизить надежность курсовой системы и степень доверия к ее показаниям.

В полете собственный уход гироскопа можно уменьшить или полностью устранить с помощью широтного потенциометра установкой некоторой условной широты. Для этого нужно знать угловую скорость ухода гироскопа. Практически ее определяют на основании двукратного сличения показаний КС (ГПК-52) с показаниями контрольного компаса, выдающего текущий магнитный, истинный или ортодромический курс. Для определения и устранения собственного ухода гироскопа КС при полете с ОЗМПУ необходимо:

- в момент пролета точки коррекции отсчитать ОМК на УШ и МК по стрелке «Г» указателя УГА-1У;

- определить фактический ортодромический курс по показанию стрелки «Г»:

ОМКФ = МК + (±М.У);

- сличить полученный ОМКФ с ОМК, снятым с УШ, и при наличии расхождения, превышающего точность работы КС (+2°), произвести коррекцию показаний КС;

- точно выдерживать заданный курс по УШ до очередной точки коррекции (не менее 30 мин полета), снова отсчитать ОМК на УШ и МК по стрелке «Г», определить фактический ОМК по показанию стрелки «Г» и сравнить его с показанием УШ. При наличии расхождений выполнить коррекцию показаний КС;

- определить угловую скорость ухода гироскопа, для чего величину ухода гироскопа с момента предыдущей коррекции умножить на 60 и разделить на время полета в минутах между точками коррекции.

Расчет производится по формуле:

С = 60 а/t здесь С — угловая скорость ухода гироскопа, град/ч;

а — величина углового ухода гироскопа с момента предыдущей коррекции;

t — время полета между точками коррекции, мин);

- устранить уход гироскопа, сместив шкалу широт на пульте управления относительно ранее установленной широты. Если курс на КС (ГПК-52) увеличивался (С < 0), широту на шкале нужно уменьшить, а если курс уменьшался (С > 0), то увеличить.

Величина смещения шкалы (на 1 град/ч угловой скорости ухода гироскопа) зависит от угловой скорости ухода и широты места:

Широта полета, град 0—32 33—42 43—60 61—70 71— Величина смещения шкалы, град 4 5 6 10 Следовательно, в Северном полушарии возможности устранения положительной угловой скорости ухода гироскопа ограничены. В Южном полушарии под влиянием суточного вращения Земли гироскоп уходит влево. Это улучшает возможности компенсации положительных уходов и ограничивает устранение отрицательных.

Более точно условную широту, устанавливаемую на пульте управления КС, можно определить на НЛ. Для этого треугольный индекс шкалы 4 устанавливают по шкале 5 на число 15, соответствующее угловой скорости вращения Земли за 1 ч. Затем против широты, установленной на пульте управления и взятой на шкале 3, читают по шкале 5 величину угловой скорости азимутальной коррекции, вводимой широтным потенциометром на данной широте. Далее к найденному значению угловой скорости алгебраически прибавляют величину часового ухода гироскопа и против полученной суммы читают на шкале 3 условную широту, которую следует установить на пульте управления КС для устранения обнаруженного ухода гироскопа.

Ортодромический способ самолетовождения.

В случае значительных уходов гироскопа необходима регулировка КС в лабораторных условиях.

Применение КС в режиме «МК». Этот режим обычно применяется для коррекции гироагрегатов.

Но в отдельных случаях он может использоваться для полета по локсодромии. Полет при этом выполняется по МПУ, определенным по средним меридианам участков маршрута. При работе КС в режиме «МК» необходимо, чтобы на указателе штурмана и коррекционном механизме магнитное склонение было установлено равным нулю. В этом режиме на все указатели КС выдается магнитный курс относительно пролетаемого меридиана. В связи с этим в режиме «МК» выполнение полета осуществляется согласно общим правилам самолетовождения по магнитному компасу.

Использование точной курсовой системы ТКС-П2 в самолетовождении.

Глава Использование точной курсовой системы ТКС-П в самолетовождении.

§1. Назначение и состав ТКС-П2.

ТКС-П предназначена для определения и индикации курса в зависимости от режима работы и выдачи сигналов курса в другие устройства самолета.

Принцип работы основан на свойствах трехстепенного курсового гироскопа и работе системы коррекции сигналов курса от магнитного корректора, астрокорректора и с помощью задатчика курса в режиме ГПК, а также применением устройств компенсации дрейфов гироскопа.

Система может работать в одном из трех режимов:

- режим гирополукомпаса ГПК;

- режим магнитной коррекции МК;

- режим астрокоррекции АК (на самолете Ту-154 не задействован).

В данной главе мы рассмотрим курсовую систему применительно к самолету Ту-154.

В состав комплекта ТКС-П2 входит:

- индукционный датчик ИД-3;

- коррекционный механизм КМ-5;

- пульт управления ПУ-11;

- блок дистанционной коррекции БДК-1;

- указатель штурмана УШ-3;

- гироагрегаты ГА-3 основной и контрольный;

- блок гиромагнитного курса БГМК-2.

Курсовая система работает совместно с выключателем коррекции ВК-90, гировертикалью МГВ- 1СК, выключателями Питание ТКС, Обогрев ГА, Коррекция БГМК, БГМК-выкл.

Основным режимом работы системы ТКС-П2 является режим гирополукомпаса (ГПК). При этом оба гироагрегата (основной и контрольный) работают в режиме ГПК.

Режим магнитной коррекции (МК) является вспомогательным и используется кратковременно (3- 4 мин.) для первоначальной выставки гироагрегата по магнитному курсу и компенсации уходов главной оси гироскопов в азимуте.

Режим работы системы ТКС-П2 определяется положением переключателя «МК - ГПК - АК» на пульте ПУ-11. Режим астрокоррекции на самолете Ту-154 не задействован.

Технические данные:

Погрешность определения гиромагнитного курса ± 1,5° Погрешность выдачи ортодромического курса:

в районе широт ± 20° от места балансировки 0,5° в районе широт ± 90° от места балансировки 0,8° Рабочие углы:

по тангажу ± 40° по крену ± 55° Мощность, потребляемая от сети постоянного тока 27 В 90 Вт Мощность, потребляемая от сети постоянного тока с обогревом 60 Вт Мощность, потребляемая от сети трехфазного тока 208/36 В 400 Гц, не более 200 ВА Мощность, потребляемая от сети трехфазного тока при пуске, не более 300 ВА Ортодромический способ самолетовождения.

Время готовности к работе после включения:

в режиме МК, не менее 5 мин.

в режиме ГПК, не менее 12 мин.

В режиме МК принцип действия основан на использовании свойств двух чувствительных элементов:

индукционного датчика ИД-3 и курсового гироскопа ГА-3. Индукционный датчик с достаточной точностью определяет направление горизонтальной составляющей напряженности магнитного поля Земли.

Недостатком ИД-3 является высокая чувствительность к ускорениям, которая приводит к появлению ошибок в виде колебаний сигнала курса. Гироскоп, сохраняя положение главной оси вращения неизменным в пространстве, не реагирует на ускорения, сопровождающие самолет в полете.

Но главная ось гироскопа «уходит» от меридиана коррекции из-за суточного вращения Земли, из за трения в осях и неточности балансировки. При совместной работе ИД-3 и курсового гироскопа недостатки чувствительных элементов взаимно компенсируются.

В режиме ГПК используется один чувствительный элемент - курсовый гироскоп, у которого главная ось XX и ось внутренней рамы YY расположены горизонтально и произвольно относительно осей самолета, а ось внешней рамы ZZ расположена вертикально. Для выдачи сигнала изменения курса используется сельсин-датчик СД, его ротор укреплен на оси ZZ, а статор на следящей раме.

Первоначальная выставка и корректировка курса осуществляется двигателем гироагрегата, который доворачивает статор СД относительно ротора до значения текущего курса. С сельсин-датчика сигнал курса передается на потребителей. Сигналы на двигатель гироагрегата подаются:

- в режиме МК от индукционного датчика ИД-3 через коррекционный механизм КМ-5;

-в режиме ГПК от задатчика курса на пульте ПУ-11.

В режиме ГПК с течением времени накапливается ошибка из-за ухода главной оси гироскопа в азимуте. Для компенсации ухода применена азимутальная коррекция, состоящая из электрического моста, образованного широтным и поправочным потенциометрами, усилителем УШК и двигателя, который со скоростью ухода главной оси в азимуте вслед за ротором поворачивает статор СД. Взаимное положение ротора и статора сельсин-датчика не изменяется и ошибки гироскопа на потребителя не выдаются.

Устройство агрегатов.

Индукционный датчик ИД-3 определяет направление горизонтальной составляющей напряженности магнитного поля Земли и служит для коррекции гироагрегата ГА-3 в азимуте при работе ТКС в режиме МК, а также выдает значение магнитного курса в блок БГМК-2 при работе курсовой системы в режиме ГПК. Чувствительными элементами датчика ИД-3 являются три магнитных зонда.

Благодаря обмоткам возбуждения магнитный поток Земли, проходя через стержни зондов, пульсирует и наводит ЭДС в сигнальной обмотке, величина которой пропорциональна магнитному курсу самолета.

Коррекционный механизм КМ-5 служит для:

- связи индукционного датчика ИД-3 с гироагрегатом при работе курсовой системы в режиме МК;

- связи индукционного датчика ИД-3 с блоком БГМК-2 при работе в режиме ГПК;

- уменьшения магнитной девиации и погрешностей следящих систем;

- ввода магнитного склонения или общей поправки и для индикации курса.

Гироагрегат ГА-3 служит для осреднения сигнала магнитного курса, снимаемого с ИД-3, а также для работы в качестве гирополукомпаса.

Блок гиромагнитного курса БГМК-2 служит для выдачи потребителям сигнала гиромагнитного курса при работе курсовой системы в режиме ГПК.

При работе курсовой системы в режиме МК гиромагнитный курс вырабатывается непосредственно в гироагрегате ГА-3.

Использование точной курсовой системы ТКС-П2 в самолетовождении.

Рис 17.1. Пульт управления ПУ-11 Рис 17.2. Указатель УШ- Указатель штурмана УШ-3. При установке переключателя «Потребители» на ПУ- в положение «Осн.» стрелка «К» индицирует значение курса от основного гироагрегата ГА-3, треугольный индекс– значение курса от контрольного гироагрегата ГА-3, стрелка «ПУ» - значение путевого угла ПУ, получаемого на сельсин-приемнике СП3 как сумма ПУ = К ± УС, и значение угла сноса, как разность показаний стрелки «К» и «ПУ». При работе курсовой системы в режиме ГПК по стрелке «К» можно получать значение магнитного курса, если переключатель «ГПК - ГМК» на верхнем электрощитке установлен в положение «ГМК».

При установке переключателя «Потребители» на ПУ-11 в положение «Контр.» стрелка «К» получает значение курса от контрольного гироагрегата, а треугольный индекс - от основного ГА-3.

На лицевой части УШ-3 имеются табло «МК», «ГПК» и «АК» для сигнализации режима работы ТКС-П2 и кремальера. При повороте кремальеры отклоняется треугольный индекс, а при отпускании кремальеры индекс возвращается в исходное положение.

Блок дистанционной коррекции БДК-1 предназначен для ручного ввода поправки в текущий курс, поступающий в навигационный вычислитель НВУ-Б3 от курсовой системы ТКС-П2. Для коррекции ортодромического курса нужно определить по карте линейное боковое уклонение ЛБУ как разность фактической и счисленной НВУ-Б3 боковой координаты и пройденное расстояние S, затем вычислить поправку:

K=arctg(ЛБУ/S) Поправка вводится с помощью кремальеры. Значение введенной поправки индицируется:

- малой стрелкой по шкале ±170° с ценой деления 10°;

- большой стрелкой по шкале ±10° с ценой деления 2.

с ценой деления с ценой деления Пульт управления ПУ-11 предназначен для управления курсовой системой с сигнализацией завалов гироагрегатов.

Пульт управления обеспечивает:

1. Выбор режима работы широтной коррекции гироагрегатов переключателем «Авт. - Ручн.».

Положение«Авт.» не задействовано. В положении «Ручн.» сигнал широтной коррекции снимается с синусного потенциометра, связанного с рукояткой и со шкалой с надписью «С - Ю» и делениями ±90°.

2. Выбор режима работы переключателем «МК - ГПК - АК». Режим «АК» не задействован.

3. Переключение потребителей курса на основной или контрольный гироагрегат переключателем «Потребители».

4. Коммутирование прохождения сигналов коррекции в режимах МК и ГПК на основной или контрольный гироагрегат переключателем «Коррекция».

Ортодромический способ самолетовождения.

5. Выставку гироагрегатов в режиме ГПК нажимным переключателем «Задатчик курса».

6. Включение большой скорости согласования гироагрегатов при работе курсовой системы в режиме МК кнопкой «Согласование». В режиме ГПК эта кнопка подключена к блоку БГМК-2.

7. Сигнализацию отказов гироагрегатов лампами «Отказ О» и «Отказ К».

§2. Эксплуатация ТКС-П Перед включением системы ТКС-П2 на ПУ-11 установить переключатели «Потребители» в положение «Осн.», «Коррекция» в положение «Контр.», «Авт. - Ручн.» в положение «Ручн.», шкалу «Широта» - на широту аэродрома вылета.

На верхнем электрощитке пилотов включить выключители «БГМК», «Коррекция БГМК», переключатель «ГМК - ГПК» установить в положение «ГПК». Стрелки на блоке БДК-1 и индекс М коррекционного механизма КМ5 установить на 0.

Включить питание курсовой системы, для чего на левой панели АЗС включить АЗС « 36 В ТКС П2», «Обогрев ГА» и «Сигнализация». На верхнем электрощитке включить выключатели «Питание ТКС» и «Обогрев ГА». Одновременно включить систему САУ-4 для обеспечения работы выключателя коррекции ВК-90 и следящих рам гироагрегатов по сигналам от МГВ-1СК и СТУ-154 для обеспечения индикации курса на приборе ПНП-1.

Через 5 минут после включения питания нажатием кнопки «Арретир» на пульте ПУ-33 выставить МГВ-1СК по вертикали, что контролируется по прибору ПКП-1. Нажать кнопку-лампу «Сброс прогр.» на приставке ПН-4, при этом лампа должна загореться.

Проверить работу курсовой системы в режиме ГПК, для чего переключатель режимов работу на ПУ-11 установить в положение «ГПК», переключатель «ГПК - ГМК» на верхнем электрощитке - в положение «ГПК». Переключатель «Задатчик курса» на ПУ-11 нажать вправо, а затем влево. При этом показания треугольного индекса на УШ-3 должны соответственно увеличиваться и уменьшаться.

Переключатель «Коррекция» на ПУ-11 установить в положение «Осн.» и опять нажимать переключатель «Задатчик курса», при этом показания стрелки «К» на УШ-3 и шкал ПНП-1 должны соответственно увеличиваться и уменьшаться.

Проверить работу курсовой системы в режиме МК, для чего переключатель режимов работы на ПУ-11 установить в положение «МК», переключатель «ГПК - ГМК» на верхнем электрощитке - в положение «ГМК» и нажать кнопку «Согласование» на ПУ-11. Показания стрелки «К» на УШ-3 и шкал приборов ПНП-1 согласовываются с показаниями КМ-5 и должны соответствовать стояночному курсу самолета.

Переключатель «Коррекция» на ПУ-11 установить в положение «Контр.» и нажать кнопку «Согласование».

Показание треугольного индекса согласовывается со стрелкой «К» УШ-3 и показаниями КМ-5.

Согласование гироагрегатов в режиме МК при проверке системы ТКС-П2 является одновременно и первоначальной предварительной выставкой гироагрегатов.

После проверки переключатель режимов на ПУ-11 установить в положение «ГПК», переключатель «ГПК - ГМК» на верхнем электрощитке - в положение «ГПК» и нажать кнопку «Согласование».

Включается большая скорость отработки в блоке БГМК-2 и приборы ИКУ-1 должны показать магнитный курс.

На исполнительном старте установить самолет по оси ВПП и переключателем «Задатчик курса» установить треугольный индекс на магнитный курс взлета. Перевести переключатель «Коррекция» в положение «Осн.» и переключателем «Задатчик курса» установить значение взлетного магнитного курса по стрелке «К» УШ-3 и по шкалам приборов ПНП-1, после чего переключатель «Коррекция» поставить в положение «Контр.».

Перед взлетом выключатель «Коррекция БГМК» необходимо выключить. В полете по трассе Использование точной курсовой системы ТКС-П2 в самолетовождении.

выключатель «Коррекция БГМК» нужно включить и контролировать работу гироагрегатов в режиме ГПК по УШ-3. При нормальной работе гироагрегатов стрелка «К» и треугольный индекс УШ- должны совпадать и их показания не должны отличаться от показаний ИКУ-1 на величину, большую общей поправки.

При расхождении показаний стрелки «К» и треугольного индекса УШ-3 на величину более 3° или отличия показаний УШ-3 и ИКУ-1 на величину больше общей поправки необходимо произвести коррекцию ТКС-П2.

Периодически, через 1° вводить на ПУ-11 значение широты пролетаемой местности.

Перед выполнением посадки необходимо произвести магнитную коррекцию блока БГМК-2. Для этого противообледенитель предкрылков выключить на 1 минуту, нажать кнопку «Согласование», после чего противообледенитель включить, а выключатель «Коррекция БГМК» выключить.

Применение навигационных систем в самолетовождении.

Раздел VI Применение навигационных систем в самолетовождении.

Глава Навигационная автономная система НАС-1.

§1. Задачи самолетовождения, решаемые системой НАС-1.

Главной задачей самолетовождения является вывод самолета в заданную точку по намеченному маршруту. Для решения этой задачи экипаж должен в любой момент времени знать место самолета.

В противном случае нельзя будет правильно определить дальнейшее направление полета к заданному пункту.

Определение местонахождения самолета требует от экипажа напряженной работы, связанной с постоянным наблюдением за приборами, выполнением расчетов и графических построений на карте. Особенно трудно экипажу выполнять эту задачу с помощью обычных средств на скоростных самолетах, полеты на которых требуют быстроты и высокой точности решения всех навигационных задач. Поэтому для точного и надежного самолетовождения стали применять различные навигационные системы, обеспечивающие автоматическое измерение навигационных элементов, счисление пути и управление самолетом, т. е позволяющие автоматизировать процесс самолетовождения.

Одной из таких систем является система НАС-1, которая представляет собой комплекс, состоящий из доплеровского измерителя ДИСС и автоматического навигационного устройства АНУ. Эта система предназначена для непрерывного автоматического измерения путевой скорости и угла сноса, счисления пройденного пути и выдачи сигналов в автопилот для автоматического управления самолетом.

Система НАС-1 позволяет решать следующие задачи самолетовождения:

- измерять путевую скорость и угол сноса. Точность измерения путевой скорости достигает 0,5% ее значения, а угла сноса ±20’;

- осуществлять вывод самолета на ЛЗП подбором курса по углу сноса;

- вести счисление пути в прямоугольной системе координат;

- совместно с автопилотом автоматически выполнять полет по линии заданного пути, выводить самолет на заданную или новую параллельную ЛЗП, а также выполнять разворот на следующий участок маршрута;

- облегчать решение задачи прибытия самолета в пункт назначения в заданное время. При наличии на самолете системы НАС-1 эту задачу решают весьма просто. Изменением режима работы двигателей добиваются, чтобы указатель путевой скорости указывал требуемое значение путевой скорости. После этого замечают воздушную скорость и, если она не выходит за пределы допустимых скоростей полета, выдерживают ее.

Текущие значения путевой скорости, угла сноса и координаты места самолета непрерывно выдаются на специальные указатели. Система НАС-1 является автономной и может применяться на самых дальних трассах. Достоинством системы является высокая точность измерения путевой скорости и угла сноса, что повышает надежность и точность самолетовождения, облегчает работу штурмана в полете. Она дает возможность измерять путевую скорость и угол сноса в режиме набора высоты и своевременно вводить поправки в курс при изменении угла сноса, вызванного непостоянством Навигационная автономная система.

ветра по маршруту, изменением скорости или высоты полета. Система проста в эксплуатации. Она не требует в полете никаких регулировок и подстроек. В случае прекращения поступления информации от ДИСС, она автоматически переходит в режим работы «Память» и продолжает непрерывно вести счисление пути.

Система имеет простую методику контроля точности работы аппаратуры. Проверка нормальной работы системы осуществляется путем сравнения отсчетов указателей с калибровочными данными измерителей.

Система НАС-1 выпускается в нескольких вариантах. Одни из них отличаются лишь диапазоном измерения путевой скорости, другие варианты системы, кроме того, имеют и некоторые конструктивные особенности. Система НАС-1 работает совместно с курсовой системой и автопилотом.

§2. Состав оборудования и принцип работы системы НАС- В состав оборудования системы НАС-1 входят следующие основные устройства и приборы:

доплеровский измеритель путевой скорости и угла сноса (ДИСС), автоматическое навигационное устройство (АНУ), система автоматического управления (САУ), включающая блок связи с автопилотом и указатель линейного бокового уклонения, датчик воздушной скорости, задатчик угла карты, задатчик ветра, указатель путевой скорости и угла сноса и счетчик координат. Кроме указанных основных частей, в состав оборудования системы входят еще некоторые другие части, обеспечивающие работу системы и позволяющие управлять системой.

Доплеровский измеритель работает на принципе использования эффекта Доплера. Он непрерывно измеряет путевую скорость и угол сноса и выдает их значения на указатель и в автоматическое навигационное устройство, куда поступают также сигналы курса самолета от курсовой системы и истинная воздушная скорость от датчика воздушной скорости. По этим данным навигационное устройство ведет автоматическое счисление пути. Оно раскладывает пройденный самолетом путь на две составляющие по осям прямоугольной системы координат (рис 18.1). Главную ось этой системы условились обозначать буквой С (У), а вторую ось, расположенную перпендикулярно к главной — буквой В (X), т.

е. прописными буквами слов север и восток. Координаты места самолета указывают две стрелки счетчика координат: стрелка «С» указывает проекцию пути cамолета на ось У, а стрелка «В»- проекцию пути на ось X.

Координатную ось У обычно располагают на карте в таком направлении, чтобы удобно было пользоваться системой прямоугольных координат на данном участке трассы. Поэтому Рис 18.1. Разложение пути самолета по ось У может не совпадать с направлением меридиана, принятого осям прямоугольной системы координат за начало отсчета курса самолета. Угол между направлением меридиана, от которого отсчитывается курс, и направлением оси У прямоугольной системы координат называется углом карты (УК).

Угол карты может быть магнитным, истинным, ортодромическим или условным в зависимости от того, какое направление принято за начало отсчета курса. С помощью задатчика угла карты ось У можно ориентировать в любом направлении относительно меридиана. При установке угла карты, равного путевому углу, ось У совмещается с ЛЗП, а координатная ось X располагается перпендикулярно к ней. В этом случае в навигационном устройстве сигналы курса и сигналы угла сноса складываются и их сумма сравнивается с путевым углом, установленным на задатчике угла карты.

При наличии равенства стрелка «В» счетчика координат находится на нуле, а если равенства нет, она отклоняется и указывает по шкале величину ЛБУ. Пройденное самолетом расстояние по ЛЗП показывает стрелка «С».

Автоматическое управление самолетом при полете по маршруту обеспечивается совместной Применение навигационных систем в самолетовождении.

работой системы НАС-1 и автопилота. Через специальный блок связи в автопилот поступают сигналы управления от АНУ, пропорциональные ЛБУ и скорости его изменения. При полете самолета по ЛЗП, т. е. когда ЛБУ и скорость его изменения равны нулю, управляющий сигнал на автопилот не подается.

При уклонении самолета от ЛЗП в устройстве АНУ вырабатывается сигнал, который поступает в автопилот и вызывает разворот самолета и его возврат на ЛЗП.

После выхода на ЛЗП самолет стабилизируется автопилотом на этой линии с учетом угла сноса, непрерывно измеряемого доплеровским измерителем.

В системе НАС-1 предусмотрена возможность кооррекции пути по направлению в случае отклонения самолета от ЛЗП вследствие погрешностей датчиков при измерении курса, угла сноса и путевой скорости, а также из-за неточного измерения на карте и установки на задатчике заданного путевого угла. Коррекция производится путем ручного ввода поправки, равной ЛБУ, по специальному указателю, позволяющему учитывать отклонение самолета от ЛЗП в пределах ±25 км.

§3. Органы управления, указатели системы НАС-1 и их назначение Система НАС-1 имеет следующие органы управления и указатели: пульт управления системой, указатель путевой скорости и угла сноса, указатель линейного бокового уклонения, задатчик угла карты, задатчик ветра, счетчик координат, переключатель «ДИСС—АНУ», переключатель «Счетчик» («Вкл.—Выкл.»).

Пульт управления (рис 18.2.) предназначен для управления системой при проверке ее работоспособности и при решении задач самолетовождения. На нем расположены два переключателя и две сигнальные лампы. Левый переключатель имеет следующие четыре положения:

«Выкл.» — для выключения низкого напряжения;

«Вкл.»— для включения низкого напряжения. При этом загорается зеленая сигнальная лампа с надписью «Вкл.»;

«Пам» — для включения системы в режим работы «Память». Это положение переключателя используется для проверки и работы системы в режиме «Память». О переходе системы на работу в режим «Память» сигнализирует загорание табло, расположенного на указателе путевой скорости и угла сноса;

«Высок» — для включения высокого напряжения. При этом загорается красная сигнальная лампа, включается ДИСС, автоматически определяющий путевую скорость и угол сноса.

Правый переключатель также имеет четыре положения:

«Суша» — для работы системы при полете над сушей;

«Море» — для работы системы при полете над морем.

Эти положения переключателя позволяют учесть характер отражающей поверхности, над которой пролетает самолет. При полете над спокойным морем заметно изменяется коэффициент отражения по сравнению с коэффициентом отражения для суши, что вносит ошибки в измерение путевой скорости Рис 18.2. Пульт управления системы НАС-1 Рис 18.3. Указатели системы НАС-1: указатель путевой скорости и угла сноса (слева);

указатель линейного бокового уклонения (справа).

Навигационная автономная система.

и угла сноса. Эти ошибки носят систематический характер, и их можно исключить при калибровке системы. При переходе с суши на море появляется ошибка в измерении величины путевой скорости на 1—3,7 % по сравнению с действительной. Калибровка системы для полета над морем ведется для средней степени волнения водной поверхности. В режиме «Море» калибровка системы изменяется приблизительно на 2,5%;

«Контр. 1»;

«Контр. 2» — для контроля калибровки системы. В этих положениях переключателя включается специальный имитатор, входящий в состав системы, вырабатывающий частоты, соответствующие доплеровским.

Указатель путевой скорости и угла сноса (рис 18.3.) предназначен для указания текущего значения путевой скорости и угла сноса. Путевая скорость отсчитывается на счетчике барабанного типа, а угол сноса — по шкале против стрелки указателя. На указателе расположено сигнальное табло «Память», которое загорается в случае отсутствия доплеровской информации на выходе приемника, а также при кренах и углах тангажа более 10°.

Указатель линейного бокового уклонения (рис 18.3.) предназначен для непрерывной выдачи в блок связи с автопилотом сигнала, пропорционального величине линейного бокового уклонения самолета от ЛЗП и указания этого уклонения.

Указатель имеет шкалу ЛБУ, оцифрованную в пределах от 0 до ±25 км, две ручки и сигнальную лампочку. Левая ручка служит для включения системы автоматического управления, а правая- для ввода ЛБУ при коррекции пути по направлению и выводе самолета на линию, параллельную ЛЗП. Горение лампочки сигнализирует о включении системы автоматического управления. В случае экстренной необходимости пилот может отключить САУ с помощью специальной кнопки, находящейся в его кабине.

Задатчик угла карты (рис 18.4.а) предназначен для установки угла карты. Ввод этого угла в АНУ должен производиться относительно того меридиана, от которого ведется отсчет курса. На лицевой стороне прибора расположена рукоятка, с помощью которой устанавливают стрелку на заданное значение угла карты.

Задатчик ветра (рис 18.4.б) предназначен для установки направления и скорости навигационного ветра для работы устройства АНУ без информации от ДИСС. Угол карты и направление ветра устанавливаются на задатчике по одной шкале. Поэтому для правильного ввода этих элементов следует вначале устанавливать угол карты против неподвижного индекса «УК», а затем направление ветра.

Скорость ветра устанавливается по шкале, нанесенной на рукоятке ввода направления ветра.

Счетчик координат (рис 18.4.в) предназначен для указания координат места самолета в условной прямоугольной (ортодромической) системе координат. Стрелки «С» и «В» указывают по общей шкале координаты X и У. Шкала имеет оцифровку от 0 до 1000 км. Для отсчета дальности более 1000 км для стрелки «С» имеется дополнительная шкала, оцифрованная от 0 до 5000 км, которая видна в вырезе Рис 18.4. Приборы системы НАС-1:

а) задатчик угла карты;

б) задатчик ветра;

в) счетчик координат Применение навигационных систем в самолетовождении.

основной шкалы. При отсчете координаты У следует суммировать показания, снятые по стрелке «С» и по дополнительной шкале. Установка стрелок на нуль или на значение заданных координат осуществляется раздельно с помощью ручки с надписью «Стрелки». Если нажать на эту ручку и вращать ее, то будет перемещаться стрелка «С», а если ручку оттянуть на себя и вращать, то перемещаться будет стрелка «В». Контроль за работой счетчика координат производится по контрольным индексам, обозначенным буквами «С» и «В», которые вращаются с большей скоростью, чем стрелки счетчика.

Эти индексы наблюдаются в специальном окошке на лицевой части прибора.

Переключатель «ДИСС—АНУ» предназначен для включения навигационного устройства в режим счисления пути по данным ДИСС или в режим автономной работы по заданным значениям скорости и направления ветра, вводимым вручную на задатчике ветра.

Переключатель «Счетчик» предназначен для включения и выключения счетчика координат.

Переключатели «ДИСС— АНУ» и «Счетчик» находятся на приборной доске штурмана.

§4.Системы координат счисления места самолета.

Применяемые в гражданской авиации автоматические счислители пути сконструированы для работы в прямоугольной системе координат. Они ведут счисление пути по формулам прямолинейной тригонометрии и не учитывают сферичности Земли. Поэтому в общем случае такие устройства не позволяют точно определить положение самолета относительно земного шара, так как неучитывание кривизны поверхности Земли отражается на правильности счисления пути.

Для определения места самолета относительно сферической поверхности Земли необходимо, чтобы счисление пути выполнялось по формулам сферической тригонометрии, т. е. чтобы автоматическое навигационное устройство выдавало строго ортодромические координаты. Но добиться этого очень сложно, так как нельзя простыми зависимостями выразить сжатие Земли, с учетом которого должны вырабатываться координаты места самолета, а также потому, что нет пока такого компаса, который позволял бы надежно измерять истинный курс самолета.

Исследования показывают, а практика применения навигационных систем подтверждает, что при определенных условиях можно добиться соответствия между прямоугольными и ортодромическими координатами. Если главную ортодромию совместить с осью маршрута и полет выполнять вблизи условного экватора (главной ортодромии), то условные параллели и меридианы образуют практически прямоугольную сетку. Это позволяет при использовании устройств автоматического счисления пути применять ортодромическую систему координат. Размер области, где ортодромические координаты совпадают с прямоугольными, зависит от допустимых ошибок в определении места самолета. Ошибки возникают не только потому, что счисление ведется на плоскости, но и потому, что ортодромический курс измеряется точно только при полете вблизи главной ортодромии.

Если задаться допустимой ошибкой в определении места самолета не более 1%, то можно считать, что на протяжении 1000 км вдоль главной ортодромии в полосе шириной ± 600 км от нее ортодромическая система координат совпадает с прямоугольной системой, в которой ведется счисление пути навигационными устройствами. Зависимость величины ошибки в определении места самолета по счисленным координатам от границ применимости ортодромической системы координат должна учитываться при выборе системы координат счисления места самолета.

В практике применяются главно-ортодромическая и частно-ортодромическая системы координат счисления места самолета. Выбор системы координат зависит от формы маршрута полета или его части, а также от характера выполняемой задачи (полет по воздушной трассе, аэрофотосъемка, разведка в море и т. п.).

Главно-ортодромическая система координат счисления места самолета применяется при полете в ограниченном районе (например, при заходе на посадку), а также на маршруте, где участки короткие и имеют большие изломы. Для применения главно-ортодромической системы координат на полетную карту наносят маршрут полета и главную ортодромию (рис 18.5). Главную ортодромию располагают Навигационная автономная система.

Рис 18.5. Главно-ортодромическая система Рис 18.6. Частно-ортодромическая система координат координат так, чтобы ее направление совпадало с осью маршрута. Отсчет путевых углов и курсов на всем протяжении главной ортодромии сохраняют единым и ведут его от выбранного опорного меридиана.

Для счисления места самолета в главно-ортодромической системе координат необходимо на задатчике угла карты установить угол карты, соответствующий выбранному направлению главной ортодромии. На счетчике координат установить координаты исходной точки счисления и в момент пролета ее включить «Счисление». В дальнейшем текущие координаты X и Y относительно главной ортодромии будут определяться автоматически и выдаваться на счетчик, по показанию которого в любой момент времени можно определить место самолета на карте. Для удобства отыскания места самолета по координатам и Y можно при подготовке к полету нанести на карту координатную сетку.

Линии сетки наносятся различным цветом параллельно осям X и Y через 2 см независимо от масштаба карты и оцифровываются.

Частно-ортодромическая система координат применяется при полете по маршруту, имеющему участки большой протяженности и малое число изломов. За счет выбора положения осей координат добиваются, чтобы счисленные координаты соответствовали некоторым навигационным элементам Полета и давали непосредственное представление о положении самолета относительно пролетаемого участка маршрута.

В этой системе координат ось Y совмещают с ЛЗП данного участка маршрута (рис 18.6). При таком расположении оси Y угол карты будет соответствовать заданному ОПУ, определенному относительно опорного меридиана. Счисление пути в этой системе координат может выполняться методом контроля пройденного расстояния и методом контроля оставшегося расстояния (методом прихода стрелки «С» к нулю). Поэтому в зависимости от необходимости начало отсчета координат выбирается в начале или конце каждого участка.

В первом случае на счетчике обе стрелки устанавливаются на нуль, а во втором стрелка «С» с помощью ручки отводится влево от нуля на оставшееся расстояние до поворотного пункта маршрута.

При таком выборе начала и осей координат показания стрелки «С» будут соответствовать пройденному (оставшемуся) расстоянию по ЛЗП, а показания стрелки «В» — линейному боковому уклонению самолета от ЛЗП. Направление отклонения стрелки «В» относительно нуля шкалы счетчика координат соответствует стороне уклонения самолета от ЛЗП. Включение счетчика координат производится в момент пролета точки, координаты которой установлены на счетчике. В частно-ортодромической системе координат текущие координаты X и Y непосредственно указывают положение самолета относительно участка маршрута, принятого за частную ортодромию.

В некоторых комплексных навигационных системах навигационный вычислитель имеет режимы работы «ГО» (главная ортодромия) и «ЧО» (частная ортодромия), которые обеспечивают непрерывное автоматическое определение текущих координат самолета в главной или частной системах координат.

Применение навигационных систем в самолетовождении.

§5. Использование системы НАС- Использование системы в режиме «ДИСС». Режим «ДИСС» является основным режимом работы системы НАС-1. Счисление пути происходит по курсу, углу сноса и путевой скорости, поступающих от курсовой системы и доплеровского измерителя. Для использования системы в этом режиме необходимо:

перед вылетом:

1) установить на пульте управления левый переключатель в положение «Выключено», а правый- в положение «Суша» (при полете над водной поверхностью — в положение «Море»);

2) переключатель «ДИСС—АНУ» поставить в положение «ДИСС»;

3) переключатель «Счетчик» поставить в положение «Выключено»;

4) установить стрелки счетчика координат в нулевое положение;

5) установить на задатчике угла карты угол карты, равный ОПУ первого участка маршрута;

6) включить АЭС с надписью «НАС-1»;

7) перед взлетом включить систему, для чего левый переключатель на пульте управления перевести в положение «Вкл.», при этом загорается зеленая сигнальная лампа;

после взлета:

1) не ранее чем через 2 мин после включения системы и на высоте полета не менее 200—300 м включить высокое напряжение, для чего левый переключатель перевести в положение «Высок.», при этом на пульте управления загорается красная сигнальная лампа;

2) через 3 мин после включения высокого напряжения система начинает работать и выдавать на указатель текущее значение путевой скорости и угла сноса;

3) при проходе ИПМ включить счетчик координат, для чего переключатель «Счетчик» поставить в положение «Включено»;

4) для полета по ЛЗП взять курс следования, который в сумме с углом сноса, снятым с указателя, был бы равным ОПУ, т. е. ОК+ (±УС) = ОПУ;

5) рассчитать время прибытия на КО (ППМ) по путевой скорости, отсчитанной на указателе;

6) если необходимо определить место самолета, произвести отсчет показаний счетчика координат, а затем отложить по ЛЗП пройденное расстояние, отсчитанное по стрелке «С», и от полученной точки отложить ЛБУ, отсчитанное по стрелке «В».

Точность определения места самолета в режиме «ДИСС» составляет 2% пройденного расстояния.

Для повышения точности выдачи системой координат места самолета необходимо точно устанавливать начальные координаты, периодически производить корректировку показаний счетчика координат и своевременно переходить на систему координат следующего участка маршрута.

За начальные координаты места самолета могут быть взяты координаты аэродрома вылета или координаты любой точки маршрута, точный пролет которой легко определить с помощью самолетного радиолокатора, радиокомпаса, системы РСБН-2 или визуально. Начальные координаты места самолета определяются по полетной карте и устанавливаются на счетчике координат. Включать счетчик следует точно в момент пролета намеченной точки.

Система НАС-1 ведет счисление пути с учетом курса, угла сноса, путевой скорости и путевого угла. Так как все эти элементы измеряются с определенной точностью, навигационное устройство вырабатывает координаты места самолета с некоторыми погрешностями, которые по мере удаления самолета от места установки начальных координат возрастают.

Для повышения точности счисления пути необходимо периодически осуществлять в полете корректировку показаний счетчика координат путем перевода его стрелок на фактические координаты места самолета, определенного с помощью самолетного радиолокатора, системы РСБН-2 или визуально.

После сброса накопившихся погрешностей система в течение некоторого времени будет более точно выдавать координаты места самолета.

Наиболее удобно корректировку показаний счетчика проводить в момент пролета траверза Навигационная автономная система.

Рис 18.7. Корректировка показаний счетчика Рис 18.8. Переход на новую систему координат координат радиолокационного ориентира или траверза радиомаяка системы РСБН-2 (рис. 18.7). В.этом случае координата Уф самолета будет равна координате радиолокационного ориентира Y, т. е. Уф = Y, а координата Хф- разности координат радиолокационного ориентира и горизонтальной дальности от самолета до радиолокационного ориентира, т. е. Хф = X — ГД, если радиолокационный ориентир расположен справа от ЛЗП, или Хф= ГД — X, если этот ориентир слева от ЛЗП. Обнаружив, что самолет уклонился, необходимо выйти на ЛЗП. Для этого самолет разворачивают в сторону ЛЗП и продолжают полет до прихода стрелки «В» к нулю, после чего самолет устанавливают на курс следования, равный ОК = ОПУ — (± УС).

При полете на больших скоростях выход на новое направление производится с учетом радиуса разворота самолета. Вследствие этого разворот начинают до выхода на ППМ на расстоянии, равном линейному упреждению разворота (рис. 18.8). Поскольку в процессе разворота самолет не проходит ППМ, нужно заранее переходить на новую систему координат, у которой ось Y совпадает с новым участком маршрута. Переход на новую систему координат обычно производят в точке начала разворота, Для перехода па систему координат следующего участка маршрута необходимо:

1) до подлета к ППМ рассчитать ЛУР и координаты точки начала разворота относительно новой системы координат. Расчет этих элементов производится по формулам:

Y = ЛУР cos УР;

X = ЛУР sin УР.

Знак координаты Y зависит от угла разворота. При УР > 90° знак координаты Y -положительный, а при УР < 90° — отрицательный. Знак координаты X зависит от стороны разворота. При правом развороте координата X имеет положительный знак, а при левом — отрицательный. В практике координаты точки начала разворота рассчитывают на НЛ. Для этого треугольный индекс шкалы 4 устанавливают против линейного упреждения разворота, взятого по шкале 5. Затем против угла разворота, взятого по шкале 3, читают по шкале 5 значение координаты X, а против (90° — УР) - значение координаты Y.

Координаты точки начала разворота можно измерить непосредственно по карте в период подготовки к полету, опустив перпендикуляр на новую ось Y и измерив отрезки координат X и Y;

2) определить момент выхода самолета в точку начала разворота, используя для этого имеющиеся средства самолетовождения;

3) в момент начала разворота на задатчике угла карты быстро и точно установить ОПУ следующего участка маршрута, а на счетчике координат — рассчитанные координаты точки начала разворота;

4) после разворота показание стрелки «В» должно быть равно нулю, а стрелки «С» — линейному упреждению разворота.

Полет по новой ЛЗП выполняется с курсом следования, рассчитанным с учетом угла сноса, выдаваемого доплеровским измерителем. Выполняя полет от ППМ, необходимо при первой возможности скорректировать показания счетчика координат для устранения неизбежных ошибок, накопившихся в процессе перехода на новую систему координат.

Полет с автоматическим управлением самолетом. Система НАС-1 при совместном использовании с автопилотом позволяет автоматически управлять самолетом при полете по маршруту.

Порядок работы с системой следующий.

Применение навигационных систем в самолетовождении.

1. Включить курсовую систему для работы в режиме «ГПК» и систему НАС-1 для работы в режиме «ДИСС».

2. Установить ручкой «Ввод ЛБУ» на указателе линейного бокового уклонения отсчет, равный нулю.

3. Установить на задатчике угла карты угол карты, равный ОПУ данного участка маршрута.

4. Установить на нуль стрелки счетчика координат.

5. Установить самолет на ортодромический курс следования, равный ОК = ОПУ — (± УС).

6. Включить счетчики координат над пунктом, взятым за начало отсчета координат.

7. Включить автопилот и нажать кнопку «АНУ + АП», расположенную на приборной доске пилотов.

8. Включить систему автоматического управления, для чего ручку «Вкл. САУ», расположенную на указателе линейного бокового уклонения, повернуть вправо до упора. При этом на указателе должна загореться зеленая лампа, сигнализирующая о включении системы автоматического управления.

В процессе полета с автоматическим управлением показания указателя линейного бокового уклонения и стрелки «В» счетчика координат все время должны оставаться на нуле, так как система НАС-1 автоматически удерживает самолет на ЛЗП. Стрелка «С» счетчика координат должна указывать пройденное самолетом расстояние от точки начала счисления.

При обнаружении отклонения самолета от ЛЗП (хотя стрелка «В» находится на нуле) произвести корректировку пути по направлению, для чего ручкой «Ввод ЛБУ» установить стрелку указателя на значение, равное обнаруженному ЛБУ. При уклонении самолета вправо величину ЛБУ устанавливают со знаком плюс, а при уклонении влево — со знаком минус.

После ввода ЛБУ самолет сначала входит в крен 15° и начинает автоматически разворачиваться в сторону ЛЗП. Затем плавно выходит из крена и следует под углом 25—30° к ЛЗП без крена. Потом входит в противоположный крен 15 и по мере приближения к ЛЗП плавно выходит из крена, совершив S-образный маневр.

9. Заранее рассчитать ЛУР и координаты точки начала разворота относительно новой системы координат. ЛУР рассчитывают по радиусу разворота, определенному для крена 15°. Координаты X и Y точки начала разворота рассчитывают по тем же формулам, что и при полете по маршруту без автоматического управления самолетом.

10. В момент выхода самолета в точку начала разворота необходимо установить на задатчике угла карты новое значение ОПУ и одновременно ручкой «Ввод ЛБУ» установить на указателе величину ЛБУ, соответствующую координате X относительно нового участка маршрута, а стрелки «С» и «В» счетчика координат — на значение вычисленных координат точки начала разворота.

После установки нового угла карты самолет автоматически выходит на новую линию пути и продолжает полет по заданному направлению с учетом угла сноса;

стрелка ЛБУ и стрелка «В» приходят к нулю, а стрелка «С» будет указывать пройденный путь от ППМ по новой ЛЗП.

При углах разворота до 20° автоматический выход на новую ЛЗП можно производить без учета ЛУР.

В этом случае при выходе на ППМ на ЗУК устанавливают УК, равный новому ОПУ, а стрелки «С» и «В» счетчика координат устанавливают на нуль. При этом самолет автоматически выходит на новую ЛЗП.

После выхода стрелка «В» счетчика координат и стрелка указателя ЛБУ приходят к нулю, а стрелка «С» будет указывать расстояние от ППМ.

При использовании САУ необходимо соблюдать меры предосторожности.

Для исключения резких эволюции самолета нужно во всех случаях перед включен нем САУ убедиться, что текущий курс на УШ равен ОПУ или отличается от него на величину УС, выдаваемого доплеровским измерителем. В случае разворота самолета рукояткой «Разворот» пульта управления автопилота, а также при согласовании курсовой системы, САУ автоматически отключается. При этом зеленая лампа на указателе ЛБУ гаснет. Для повторного включения системы необходимо ручку «Вкл.

САУ» повернуть вначале до упора влево, а затем до упора вправо. Экстренное отклонение системы Навигационная автономная система.

производится путем нажатия кнопки быстрого отключения автопилота.

Использование системы в режиме «Память» Использование системы в режиме «Память». Этот режим работы системы НАС-1 используется Использование системы в режиме «Память» в случаях непродолжительных перерывов в поступлении информации от ДИСС. В режим «Память» система может переходить автоматически или вручную. Для перевода системы в режим «Память» вручную необходимо левый переключатель на пульте управления поставить в положение «Пам.».

Автоматический переход системы в режим «Память» производится специальными устройствами в случае отсутствия доплеровской информации на выходе приемника, а также при углах крена и тангажа самолета более 10°, когда показания ДИСС установятся неправильными, вследствие большого наклона зондирующих лучей передатчика.

Доплеровская информация может отсутствовать при выходе из строя ДИСС, а также при полете на большой высоте над спокойной водной поверхностью (волнение воды менее 1 балла). В режиме «Память» система ведет счисление пути с учетом курса, истинной воздушной скорости и составляющих вектора ветра, запомненных АНУ в момент, предшествующий выключению режима ДИСС. В этом случае счисление пути будет выполняться с допустимыми погрешностями в течение 15—20 мин, так как фактические данные о ветре изменяются и не будут равны тем, которые запомнило навигационное устройство. Хотя точность счисления пути в режиме «Память» несколько ниже, чем в основном режиме, он обеспечивает непрерывность счисления пути при временных перерывах в поступлении доплеровской информации, чем повышается надежность работы системы.

При работе системы в режиме «ДИСС» вычисление текущих значений составляющих вектора ветра производится по осям координат X и Y для данного участка маршрута. Поэтому в режиме «Память» переход к новой системе координат (изменение угла карты) является недопустимым, так как при таком переходе счисление пути будет неправильным. При переходе системы в режим «Память» на указателе путевой скорости и угла сноса загорается табло «Память», напоминающее экипажу о необходимости подготовки данных для перевода системы в режим «АНУ». Показания путевой скорости и угла сноса на указателе при автоматическом переходе системы в режим «Память» остаются такими же, какими они были в момент перехода на этот режим.

Использование системы в режиме «АНУ». Режим «АНУ» является резервным, он применяется Использование системы в режиме «АНУ» Использование системы в режиме «АНУ» только при длительном отключении ДИСС. В этом режиме навигационное устройство АНУ используется автономно. При переводе системы в режим «АНУ» к навигационному устройству вместо ДИСС подключается задатчик ветра, при помощи которого вручную вводятся параметры ветра. В режиме «АНУ» счисление пути ведется по курсу, истинной воздушной скорости и ветру, введенному вручную через задатчик ветра. Для работы системы в режиме «АНУ» необходимо:

- установить переключатель «ДИСС—АНУ» в положение «АНУ»;

- на задатчике ветра установить угол карты, равный ОПУ, направление навигационного ветра и его скорость;

- на задатчике угла карты установить ОПУ данного участка маршрута.

После выполнения указанных установок счетчик координат будет выдавать координаты места самолета, которые могут быть использованы штурманом для решения различных задач самолетовождения. Точность счисления пути в режиме «АНУ» зависит от точности и частоты определения ветра. Поэтому для уменьшения ошибок счисления пути ветер следует определять и устанавливать на задатчикв ветра через каждые 15—20 мин полета.

§6. Включение и проверка работы системы НАС-1 перед полетом Система НАС-1 в своем составе имеет имитатор доплеровской частоты, который позволяет проверять работоспособность доплеровского измерителя. Проверка ДИСС предусмотрена на двух точках шкалы указателя путевой скорости и угла сноса.

Для включения и контрольной проверки работы системы перед полетом необходимо:

- установить левый переключатель на пульте управления в положение «Выкл», правый переключатель в положение «Контр.I», переключатель «ДИСС — АНУ» в положение «ДИСС», переключатель Применение навигационных систем в самолетовождении.

«Счетчик» в положение «Выключено», стрелки счетчика в нулевое положение;

включить АЭС с надписью «НАС-1»;

- перевести левый переключатель в положение «Вкл.», при этом должна загореться зеленая сигнальная лампа;

- не ранее чем через 1 мин после включения низкого напряжения перевести левый переключатель в положение «Высок.», при этом должна загореться красная сигнальная лампа;

- через 2—3 мин убедиться, что указатель путевой скорости и угла сноса дает отсчеты, соответствующие калибровочным данным. В положении «Контр. I» должны быть следующие показания:

для НАС-1 («Трасса А»)- скорость 635 км/ч ±0,5% и УС = 0;

для НАС-1 («Трасса А»)- скорость 382 км/ч ± 0,5% и УС = 0;

- перевести правый переключатель в положение «Контр. 2» и проверить показания указателя.

В положении «Контр. 2» должны быть следующие показания: для НАС-1 («Трасса А»)—скорость 1007км/ ч ±0,5% и УС = + 9°;

для НАС-1 («Трасса А»)—скорость 707км/ч ± 0,5% и УС = + 13°. При проверке системы показания путевой скорости не должны отличаться от калибровочного значения более чем на ±0,5%, а угла сноса более чем на ± 30’;

- не меняя положения переключателей на пульте управления, установить переключатель «Счетчик» в положение «Включено», при этом должны начать перемещаться стрелки счетчика и контрольные индексы, что указывает на нормальную работу счетчика координат;

- проверить работу системы в режиме «Память», для чего левый переключатель необходимо перевести в положение «Пам.», а правый — в положение «Суша» или «Море». При этом указатель путевой скорости и угла сноса должен показать следующие значения: для НАС-1 («Трасса А») —скорость 900 км/ч ±0,5% и УС = 0;

для НАС-1 («Трасса Б»)— скорость 600 км/ч ± 0,5% и УС = 0. Такие показания указателя обеспечивают быструю отработку значений W и УС при переводе системы в полете в рабочее положение;

- проверить исправность работы АНУ, для чего необходимо:

- переключатель «ДИСС—АНУ» поставить в положение «АНУ»;

- установить на задатчике угла карты и задатчике ветра значение угла карты, равное курсу;

- установить на задатчике ветра направление ветра, равное курсу, и скорость 120 км/ч;

- установить стрелки счетчика координат в нулевое положение;

- убедиться, что через 5 мин стрелка «С» покажет отсчет 10 км, а стрелка «В» — 0;

- изменить на задатчике ветра направление ветра на 90°, установить стрелки счетчика координат на нуль и через 5 мин убедиться, что стрелка «В» покажет отсчет 10 км, а стрелка «С» — 0.

Отработка счетчиком координат указанных контрольных значений свидетельствует о работоспособности системы в режиме «АНУ». При проверке системы на земле высокое напряжение при нахождении переключателя в положении «Суша» или «Море» включать запрещается, так как возможен вывод из строя аппаратуры.

После проверки системы необходимо:

- левый переключатель на пульте управления поставить в положение «Выкл.», правый переключатель в положение «Суша», переключатель «ДИСС—АНУ» поставить в положение «ДИСС», переключатель «Счетчик» поставить в положение «Выкл.», стрелки счетчика координат установить в нулевое положение.

При подготовке экипажа к полету с использованием системы НАС-1 необходимо:

- вычислить аналитически или точно измерить на карте ОПУ и расстояния по участкам маршрута;

- наметить по маршруту контрольные радиолокационные ориентиры через 150—200 км, точно измерить и записать на карте их прямоугольные координаты X и Y и провести линии траверзов на ЛЗП от этих ориентиров;

- то же самое проделать для точек установки наземных маяков системы РСБН-2;

- произвести контрольную проверку работы системы и выставить исходные данные.

Навигационный индикатор НИ-50ДБ Глава Навигационный индикатор НИ-50БМ.

§1. Назначение, принцип действия и комплект.

НИ-50БМ -автономное устройство, предназначенное для непрерывного указания местонахождения самолета двумя текущими координатами условной прямоугольной системы координат.

Принцип работы навигационного индикатора основан на методе воздушного счисления пути.

Существо воздушного счисления пути заключается в определении местоположения самолета путем интегрирования составляющих его истинной воздушной скорости и скорости ветра в условной прямоугольной системе координат.

Источником курса для НИ-50БМ является ГИК-I.

Состав НИ-50БМ:

1. Датчик воздушной скорости ДВС;

2. Приемник температуры П-1;

3. Автомат курса АК-1;

4. Задатчик ветра ЗВ-1;

5. Счетчик координат;

6. Распределительная коробка.

ДВС на основе полного, статического давлений и температуры наружного воздуха вычисляет истинную воздушную скорость.

Рис 19.1. Автомат курса АК-I Вычисленные значения воздушной скорости поступают в автомат курса.

Автомат курса АК-1 по сигналам курса, истинной воздушной скорости и выставленным углом карты обеспечивает разложение вектора скорости по осям прямоугольной системы координат. Система индикации АК-1 включает подвижную шкалу курса (видна через окошко в верхней половине прибора), шкалы угла карты, клемальеры для выставки угла карты и 4 подвижных индекса, расположенных по окружности через 90°, предназначенных для обеспечения выполнения разворотов с помощью АК- 1.

Поворот этих индексов производится вручную с помощью лапки, выведенной на лицевую часть прибора (рис 19.1).

Задатчик ветра и счетчик координат по внешнему виду не отличается от аналогичных приборов системы НАС-1.

Распределительная коробка РК-2 предназначена для связи элементов НИ-50БМ и обеспечения их питание.

Порядок эксплуатации и использование в полете, а также подготовка данных для применения НИ 50БМ в полете ничем не отличаются от соответствующих действий при эксплуатации системы НАС- в режиме “АНУ”.

§2. Подготовка к полету.

1. На ГИК-I (гироиндукционный компас) установить магнитное склонение аэродрома, согласовать компас;

2. Установить стрелки на счетчике координат на нуль;

3. На задатчике ветра установить скорость ветра 200 км/ч, направление ветра и угол карты, равные стояночному курсу самолета;

4. Включить на верхнем счетке штурмана выключатель НИ-50БМ и пустить секундомер;

5. На счетчике координат стрелка С должна вращаться против часовой стрелки, а стрелка В - неподвижна. Через 15 мин стрелка С должна показать значение 50км ±7%;

6. Выключить питание НИ-50БМ, установить направление ветра, отличающееся от стояночного курса на 90°;

Применение навигационных систем в самолетовождении.

7. Включить питание НИ-50БМ и пустить секундомер;

8. Стрелка В на счетчике координат должна вращаться против часовой стрелки, а стрелка С неподвижна.

9. Через 15 мин стрелка В должна показать значение 50 ±7.6 км.

10. Выключить питание и подготовить НИ-50БМ к полету.

Pages:     | 1 ||



© 2011 www.dissers.ru - «Бесплатная электронная библиотека»

Материалы этого сайта размещены для ознакомления, все права принадлежат их авторам.
Если Вы не согласны с тем, что Ваш материал размещён на этом сайте, пожалуйста, напишите нам, мы в течении 1-2 рабочих дней удалим его.