Автономне зчислення азимута і дальності

Автономне зчислення азимута і дальності виконується шляхом інтегрування тангенціальної (азимутальної) і радіальної (далекомірної) складових повітряної швидкості літака (рис. 2.6):

, ,

де Т _п – час польоту;

V _А – тангенціальна (азимутальна) складова істинної швидкості літака;

V _д – радіальна (далекомірна) складова істинної швидкості літака;

А₀, Д₀ – початкові значення азимута та дальності відповідно, які встановлюються за допомогою натискних перемикачів на щитку управління.

 

 

Рис. 2.6. Автономне визначення азимута і дальності:

V_і – істинна повітряна швидкість літака; V _А – азимутальна (тангенціальна) складова істинної повітряної швидкості; V _д – далекомірна (радіальна) складова істинної повітряної швидкості; А_л – азимут літака; ККРМ – курсовий кут радіомаяка; Ψ _і – істинний курс; П _і – магнітний напрям істинного меридіана

 

Нехай літак, який знаходиться на азимуті А, виконує політ з істинним курсом ψ _і та має істинну повітряну швидкість V_і. Розкладемо вектор на дві складові за правилом паралелограма . Далекомірна складова V _д визначається з прямокутного трикутника OCD , де . Азимутальна складова V _А визначається з прямокутного трикутника ODF .

Таким чином, для визначення азимута літака та дальності до радіомаяка необхідно проінтегрувати отримані складові V _А та V _д.

Напруги автономного зчислення V _А і V _д формуються в апаратурі РСБН-5С у такий спосіб (див. рис. 2.2).

Змінна напруга, що пропорційна величині істинної повітряної швидкості, знімається від датчика повітряної швидкості ДВС-5 (з коригуванням від приймача температури П-5) та надходить до розкладача повітряної швидкості. Розкладач виконаний на базі обертаючого трансформатора, вісь якого повернута на кут .

Кут α формується на диференційному сельсині В1, ротор якого жорстко пов’язаний з віссю двигуна відпрацьовування азимута і сельсин має напругу електроживлення від гіромагнітного компаса ГМК-1АЭ. Ця напруга пропорційна істинному курсу літака.

Статорна обмотка диференційного сельсина В1 поєднана зі статорною обмоткою сельсин-приймача В2. Напруга розузгодженості «за положенням» роторних обмоток підсилюється підсилювачем і відпрацьовується двигуном Д1. При цьому на синусній обмотці розкладача утворюється напруга , яка пропорційна азимутальній складовій вектора повітряної швидкості. На косинусній обмотці розкладача утворюється напруга , яка пропорційна далекомірній складовій вектора повітряної швидкості. Отримані змінні напруги, що пропорційні V _А та V _д, інтегруються та випрямляються за допомогою фазочутливого випрямляча і надходять до блока поєднання для складання з сигналами радіоканалу вимірювання азимута і дальності. У подальшому відпрацювання сигналів азимута і дальності виконується за наведеною схемою вимірювання.

За відсутності сигналів по радіоканалу вимірювання азимута і дальності здійснюється тільки за даними автономного зчислення. При цьому гаснуть лампи КОРРЕКЦИЯ АЗИМУТ, КОРРЕКЦИЯ ДАЛЬН на щитку управління передньої кабіни і лампи-табло АЗИМУТ ТОЧНО, ДАЛЬНОСТЬ ТОЧНО на інформаційному табло в задній кабіні.

Автономне зчислення координат виконується з накопиченням похибки, величина якої залежить від часу польоту. Усунення накопиченої похибки при автономному зчисленні азимута і дальності виконується за допомогою натискних перемикачів АЗИМУТ НАЧАЛЬН УСТ, ДАЛЬН. НАЧАЛЬН УСТ на щитку управління.

При відмові курсової системи ГМК-1АЭ та при виконанні фігур вищого пілотажу, коли може виникнути збій у роботі ГМК-1АЭ, показання істинного курсу приладу НПП будуть неправильними. Оскільки азимут літака знімається за шкалою курсу, то і показання азимута літака також будуть неправильними. Показання ж курсового кута радіомаяка будуть правильними, оскільки ККРМ має індикацію за зовнішньою нерухомою шкалою НПП відносно гострого кінця стрілки азимута (див. рис. 2.3). Дійсно, відповідно до рис. 2.6 можна записати:

а) П_РМ = А_л + 180°,

б) П_РМ = ψ + ККРМ,

де П_РМ – пеленг радіомаяка РСБН; ψ – курс літака.

З отриманих двох співвідношень для пеленга радіомаяка РСБН отримаємо: ККРМ = А_л – ψ + 180^о.

Таким чином, при збільшенні (зменшенні) курсу літака азимут літака також буде збільшуватися (зменшуватися), а значення ККРМ залишиться незмінним.