ПРИМЕНЕНИЕ КУРСОВОЙ СИСТЕМЫ В ПОЛЕТЕ

При выполнении полетов в районе аэродрома за опорный мери­диан в большинстве случаев принимают магнитный меридиан аэро­дрома. При этом после начальной выставки курса на коррекцион­ном механизме и указателе штурмана курсовой системы отметчики склонений устанавливаются на нулевые отметки шкал, на пульте управления переключатель режимов работы ставится в положение «ГПК», а рукоятка «Широта» — на значение географической ши­роты аэродрома.

Если в качестве опорной точки при выполнении маршрутного полета взят исходный пункт маршрута (ИПМ), над ним курсовая система приводится к принятой для первого этапа маршрута си­стеме измерения курса.

После перехода в режим гирополукомпаса уточняется и выдер­живается курс следования, соответствующий заданному путевому углу первого этапа. Если принять, что собственный уход гироскопа и ветер отсутствуют, то при выдерживании постоянного курса в режиме гирополукомпаса самолет будет перемещаться по ортодро­мии, то есть по кратчайшему расстоянию между двумя заданными точками на земной поверхности. Чтобы доказать это свойство орто — дромичности гирополукомпаса, рассмотрим элементарный сфериче­ский треугольник АВС (рис. 4.38). В этом треугольнике АС=

— Vdt = dS— бесконечно малое перемещение самолета, АВ —

— Rdq — проекция перемещения на плоскость истинного меридиана, уи— истинный курс самолета.

-Из треугольника АВС получим

При выдерживании постоянного курса в режиме «ГПК» угло­вая скорость вращения текущего истинного меридиана относитель­на

N

V.

где db— угол схождения меридианов. Этот угол равен

db = dX sin 9.

Здесь dX — разность долгот точек Л и С. В свою очередь из элементарного треугольника АВС имеем

dX

Подставив в выражение db значение dX и Vdt, полученные из треугольника АВС, и разделив переменные, найдем

db , .

тпг=*^-

Но при выдерживании постоянного условного курса угол схо­ждения меридианов будет равен изменению текущего истинного курса самолета, то есть do = d^u, поэтому

Считая, что в начальной точке у=ун=у г, а <р=срн, после интегриро^

вания полученного выражения будем иметь

sin ун cos ун = sin у cos 9 =const.

Полученное равенство показывает, что полет с постоянным гиро- полукомпасным курсом происходит по такой траектории, в любой точке которой произведение синуса истинного курса на косинус широты остается постоянным. Из картографии известно, что таким свойством обладает только ортодромия.

Свойство ортодромичности присуще идеальному гирополуком — пасу, то есть гирополукомпасу, у которого курсовой гироскоп не имеет собственного ухода, а текущая широта учитывается непре­рывно. В действительности из-за несовершенства конструкции

Рис. 4.39. К пояснению ошибки в выдергивании направления полета за счет собственного ухода гироскопа

гироскоп будет иметь собственный уход, который повлечет за со­бой ошибку в измерении курса, а стало быть, и отклонение от за­данной ортодромии (рис. 4.39). Если принять, что полет происхо­дит при безветрии, а скорость собственного ухода постоянна, то ошибка в курсе за счет ухода будет определяться соотношением

Дт = (в^,

где шс і—угловая скорость собственного ухода гироскопа;

t — продолжительность работы курсовой системы в режиме «ГПК».

Линейное боковое уклонение от заданной ортодромии по при­чине собственного ухода гироскопа можно определить по формуле

ЛБУ = 5-|Ц

где S — пройденный самолетом путь.

Так как

S = Vt, а Ду — то

ЛБУ“тй! гкм‘ (4.26)

Таким образом, при выдерживании постоянного курса в режиме «ГПК» уклонение самолета от заданной ортодромии будет зави­сеть от качества балансировки гироскопа ыс, скорости V и квадра­та времени полета t.

Пример 1. Собственный уход гироскопа курсовой системы 2 град/ч. Скорости полета самолета 900 км/ч. Время полета р постоянным курсом в режиме «ГПК» 1 ч. Определить ййнейнбе боковое уклонение самолета.

Решение.

Va>ct2 900-2-1 2-57,3 ~ 2-57,3

Пример 2. Скорость полета 700 км/ч. Скорость собственного ухода — гироскопа шс=2 град/ч. Определить, через какой промежуток времени необходимо выпол­нить коррекцию курса, чтобы величина линейного бокового уклонения не превы­сила 10 км.

Уклонение самолета от заданной ортодромии при выдержива­нии постоянного курса в режиме «ГПК» будет происходить и за счет дискретного ввода широты, в то время как фактическая ши­рота полета непрерывно меняется. В результате этого вертикаль­ная составляющая скорости вращения Земли компенсируется неточно, что и ведет к ошибке в измерении курса. Величину допу­стимой погрешности в установке широты найдем, продифференци­ровав выражение wz = w3sincp по переменным wz и ср. После. диффе­ренцирования и перехода к конечным приращениям получим

Дш = (й3 cos <р Дер.

Учитывая, что ы3=15 град/ч и выразив Дер в градусах, будем иметь

Дср° = 4-^-. (4.27)

т COS ср 4 7

Если считать допустимой скорость ухода Дш = 0,5 град/ч, то можно рассчитать интервалы установки^ широт и свести их в сле­дующую таблицу

Таблица 1 <р° 0 10 20 30 40 50 60 70 80 A’f° 2 2 2,2 2,3 2,6. 3,1 4 5.9 11,5

Из таблицы видно, что при полете в средних широтах установ­ка географической широты на пульте управления курсовой системы должна производиться через 2—3°, а в высоких широтах — через 4—6°.

В воздухе коррекция курсовой системы производится в режиме горизонтального полета с постоянной скоростью в намеченных пе­ред полетом точках. В этих точках производится сравнение вычис­ленного условного курса с помощью индукционного или астроно­мического датчиков (например, по показаниям стрелок «Г» и «А» указателя УГА-1У) и курса, выдаваемого гироагрегатом курсовой

системы в режиме «ГПК». Если разность вычисленного и выдер* живаемого условных курсов превышает 2°, то выполняется коррек­ция курсового гироскопа. Как правило, в этих же точках вводится ■ новое значение широты на пульте управления.

Коррекция курсовой системы может быть выполнена автомати­зированно по индукционному или астрономическому датчику курса. Если для этой цели используется индукционный датчик, то на кор­рекционном механизме устанавливается условное магнитное скло­нение для точки коррекции; курсовая система переводится в ре­жим магнитной коррекции, и нажатием на кнопку согласования выполняется быстрое согласование. После прекращения движения стрелок и шкал указателей кнопка согласования отпускается и курсовая система переводится в режим «ГПК».

Если для коррекции курсовой системы используется датчик, выдающий истинный курс, то на указателе штурмана УШ-1 уста­навливается азимутальная поправка для точки коррекции, курсо­вая система переводится в режим астрономической коррекции и нажимается кнопка быстрого согласования. После прекращения движения шкал и стрелок указателей кнопка согласования от­пускается и курсовая система устанавливается в режим «ГПК».

В случае когда азимутальная поправка по абсолютной величине будет больше 50°, коррекция курсовой системы осуществляется вручную. Если курс измеряется относительно условных параллелей ортодромической системы координат, а в качестве корректора ис­пользуется астрономический ориентатор, выдающий ортодромиче — ский курс, то для коррекции курсовой системы необходимо пере­вести курсовую систему в режим «АК» и нажать на кнопку согла­сования. После прекращения вращения шкалы — указателя УШ-1 отпускается кнопка согласования и курсовая система переводится в режим «ГПК». В этом случае ввода каких-либо поправок не тре­буется.

Примечание. Во всех случаях при выполнении автоматизированной кор­рекции курсовой системы необходимо пользоваться кнопкой согласования. Если кнопкой согласования не пользоваться, то, во-первых, в момент переключения курсовой системы в режим «МК» изменяются показания по стрелке «Г» — указа­теля УГА-1У: стрелка «Г» укажет курс; равный курсу по указателю штурмана, а затем со скоростью медленного согласования вместе со шкалой УШ-1 будет приближаться к значению гиромагнитного курса. Поэтому па период коррекции у экипажа будут отсутствовать данные о текущем магнитном курсе. Во-вторых, переход в режим коррекции без нажатой кнопки согласования при включенном автопилоте приведет к развороту самолета.

При выполнении коррекции курсовой системы вручную посту­пают следующим образом. В намеченной точке самолет устанавли­вается в режим горизонтального полета с постоянной скоростью. С указателя магнитного или астрономического датчика снимается соответственно текущий магнитный или истинный курс. Рассчиты­вается условный курс полета УКвыч как сумма снятого курса с со­ответствующей поправкой для данной точки:

УКВНЧ — МК + (± Д-Му) или УКВЫ, — ИК + (± ДА). (4.28)

Если показания указателя штурмана отличаются от рассчитан-!, ного условного курса более 2°, то рассогласование устраняется пу-| тем доворота шкалы указателя штурмана задатчиком курса. Для» этого штурман, предупредив летчика о выполнении коррекции и о выдерживании горизонтального полета, задатчиком курса устанав-’ ливает шкалу указателя на величину вычисленного условного1 курса. После доворота шкалы летчик по команде штурмана бере#, курс, с которым самолет летел до коррекции’курсовой системы, j

Переключение в полете курсовой системы с основного гироагре-, гата на запасный применяется только при отказе в работе основ-* ного гироагрегата. Отказ основного гироагрегата можно опреде-. лить по неустойчивому (беспорядочному) вращению шкалы указа­теля в прямолинейном полете; по большому расхождению факти­ческого условного курса, рассчитанного с помощью магнитного или астрономического датчиков, с курсом, выдерживаемым по указа­телю; с помощью совмещенного магнитного компаса КИ-12; по Солнцу или звездам.

При переключении курсовой системы на запасный гироагрегат должно быть сохранено направление опорного меридиана, то есть система измерения условного курса.

Для этого необходимо:

— установить на коррекционном механизме КМ-4 значение условного магнитного склонения;

нажать на кнопку согласования;

— переключатель «Осн. —Зап.» установить в положение «Зап.»;

— после согласования курсовой системы отпустить кнопку.

При переключении системы с основного на запасный гироагре­гат автопилот необходимо отключить.