Файл: Липчин Ц.Н. Надежность самолетных навигационно-вычислительных устройств.pdf

Скачать файл
Заказать решение

ВУЗ: Не указан

Категория: Не указан

Дисциплина: Не указана

Добавлен: 05.07.2024

Просмотров: 140

Скачиваний: 0

ВНИМАНИЕ! Если данный файл нарушает Ваши авторские права, то обязательно сообщите нам.

где ф, X — геоцентрические широта и долгота; А' — азимут дуги большого круга.

Из уравнении (1.3) видно, что в'состав любой нави­ гационной системы самолета должны входить:

—измеритель курса;

—датчик информации о векторе путевой скорости И';

— счетно-решающее устройство того или иного типа.

0

 

X

 

 

Рис. 1.2.

Определение

местопо­

Рис. 1.3. Определение парамет­

ложения самолета в ортодро-

ров движения самолета при

мической

системе координат

вертикальном маневре

при горизонтальном

полете

 

Вприводимых ниже уравнениях применен отсчет ко­ ординат места относительно условной (ортодромической) системы прямоугольных координат Оху, повернутой отно­ сительно направления на географический полюс на угол г|з, называемый углом карты.

Вуравнениях введены также следующие обозначе­

ния:

U,

à — модуль и

аргумент вектора скорости вет­

 

ра и в географической системе координат,

V,

у — модуль

и аргумент вектора

воздушной

 

скорости

самолета в системе

координат

 

Оху;

 

 

Ѳ,

а — тангаж и угол сноса самолета;

 

L , Арс— наклонная дальность между самолетом и

 

радиомаяком и географический азимут

 

самолета;

 

 

к, L P — бортпеленг и наклонная дальность линии

 

связи самолет—радиоориентир;

X ппм,

^ппм — ортодромические координаты промежу­

 

точного пункта маршрута;

14

MC — местонахождение самолета.

Навигационный вычислитель позволяет решать следу­ ющие навигационные задачи.

1. Определение местоположения самолета по пара­ метрам его движения в ортодромической системе коор­ динат при горизонтальном полете и вертикальном манев­ ре (рис. 1.2, 1.3):

Х=Х»+

 

[ Wxdt,

 

t

ö

 

 

Y=Yo+

f

W„dt,

 

 

(1.4)

tge =

 

 

ST=S0-

f

Wsdt,

 

ô

 

/ / c 3 = / / K

+

5T tge.

2. Определение составляющих путевой скорости са­ молета по аналоговой информации о I f и а от ДИСС (рис. 1.4):

WX

= W sin ( Y - ф + а),

(1.5)

V\7y = Wcos (у —ф + а).

 

3. Определение составляющих путевой скорости само­ лета по информации о V, у, U, Ô (рис. 1.5).

В перерывах поступления доплеровской информации интегрирование ведется по «запомненному ветру». Сос­ тавляющие последнего получаются при работающем ДИСС из уравнений

U™=Wr—V,

 

 

- w y - v y , \

(1.6)

 

У

 

 

 

 

а интегрирование

ведется по составляющим воздушной

скорости и «запомненному ветру»:

 

WX

= V sm {y-ty) + Ufn,

(1.7)

Wy=V cos (у — <J>) + U™*.

 

15

При

длительном отсутствии

информации от

ДИСС

может

возникнуть значительное

несоответствие

между

«запомненными»

значениями

и

действи­

тельными Ux(t);

Uy(t). В этом случае информация о вет­

ре (V, о) вводится по данным

метеорологических пунк­

тов вручную:

 

 

 

 

 

 

^

=

К sin ( Ѵ - ф ) + і /

sin ( 8 - ф ) ,

)

 

 

Wf f

=

Kcos(Y-<|0 + £/cos(8-<lO.

J

1

'

Рис. 1.4. Определение составляю-

Рис. 1.5. Определение состав-

щих путевой скорости Wx

и Wv по

ляющих

путевой скорости

Wx

информации о W и

а

и Wv по

информации о V,

у,

 

 

 

Y, Ô

 

Угол у может измеряться, например, гирополукомпасом, выставленным по меридиану С, или магнитными ком­ пасами (в этом случае необходим учет магнитного скло­ нения в предполагаемом районе полета).

4. Измерение составляющих ветра методом двух ра­ диолокационных засечек.

В ряде случаев в HB можно уточнять параметры вы­ числением разности между фактически пройденным и счисленным в HB путем за определенный промежуток времени. Разности пути ASX и ASy приписываются изме­ нениям параметров ветра, введенных в вычислитель и соответствии с уравнениями:

ht

16

5. Преобразование координат из одной системы пря­ моугольных координат в другую (рис. 1.6).

5 n p

= (A"c --Ar nnM)sinA^ + (Kc—KnnM)oosA<j»,l

ZnP

= {Xc — ХпПк)со& дф — (Кс —Гппм)8іп дф./ 1 ' '

6. Преобразование координат из прямоугольной сис­ темы координат в полярную (рис. 1.7):

скѵ

с

Рис. 1.6. Пересчет координат

Рис. 1.7. Пересчет

координат

из одной прямоугольной систе-

из прямоугольной

системы в

мы в другую

полярную

 

X = a r c t g - - * п п м

Ус-Y

ппм

 

 

 

D=(XC — Хтм) sin X -J- (Кс —Гппм) cos X,

;і. іо)

Х 0 =Х+180° ,

К= 1 — (у — ф) + а -

7.Коррекция координат самолета по информации ра­ диосистемы ближней навигации (рис. 1.8, 1.9):

180° cp=arc sin н

L

'

(1.11)

 

D=a cos cp,

 

 

 

 

 

r=L>cosX +

K p c .

Г«о. публичная

J

 

 

И*учио-ТвХМИ .* KS* I

ч т д і » и г о ЗАЛА !

8. Коррекция местоположения самолета по радиоло­ кационному ориентиру, координаты которого известны (рис. 1. 10, 1. 11).

Для решения указанной задачи в HB непрерывно вы­ числяются значения наклонной дальности и бортового пеленга и выдаются в радиолокационный визир для по­ строения на светящемся э,кране электронного перекре­ стия (метки). В момент начала коррекции из-за наличия

Рис. .1. 8.

Схематическое пояснение

Рис.

1.9.

Схематическое

коррекции

местоположения само-

пояснение

коррекции мес-

лета с

помощью радиосистемы

тоположения

самолета

ближней навигации

с помощью

радиосисте­

 

 

мы ближней

навигации

ошибки в счисленных координатах X и Y метка окажет­

ся смещенной относительно выбранного

радиоориентира

(бі на рис. 1. И ) . Операция коррекции сводится к прину­

дительному совмещению

перекрестия с

ориентиром

(0і—"Q2) вследствие изменения счисленных

координат

самолета в HB.

 

 

 

Для выдачи на экран радиолокатора положения мет­

ки вычисляются по следующим уравнениям:

 

D-.

-VW-

•Y ï2

 

X =

arctg •

 

I 1 - 12)

l p = V d * + h

po

\

 

Можно рассмотреть и другие задачи, решаемые HB, например, управление картографическим планшетом,

18

Смотрите также файлы