Функциональная схема автоматического навигационного устройства АНУ-ІА

На рис. 216 изображена функциональная схема координатора АНУ-1Л, в котором местоположение самолета определяется авто­матическим решением уравнений (2.41).

Входными параметрами координатора являются величины: пу­тевая скорость lFi, угол сноса, угол карты ‘F, истинная воздуш­ная скорость V, скорость U и направление б ветра.

Система работает в трех режимах: в режиме измерения путе­вой скорости с помощью допплеровского измерителя скорости иг — ла сноса (ДИСС), в режиме фиксированной памяти параметров ветра после выключения ДИСС, в автономном режиме с неавтома­тическим введением параметров ветра.

Принцип построения ДИСС, служащего для измерения путе­вой скорости и угла сноса, основан на эффекте Допплера.

Пусть самолет летит горизонтально с путевой скоростью W (рис. 217) и угол сноса его<р = 0.

Антенна, расположенная под углом у (рис. 217, а) к горизон­тальной плоскости самолета, излучает радиоволны с частотой /о- Относительно точки А земной поверхности антенна имеет ради­альную скорость WP=W cos у. Поэтому частота принимаемого

сигнала отличается от частоты излучаемого сигнала на величину допплеровского сдвига частот

F*= <>’ <2-42>

где с — скорость распространения радиоволн.

Ввиду того что скорость с много больше скорости IFp, то урав­нение (2.42) можно записать:

Дд = Ц* IFp, или Дд = Ц-° — W-costo — (2.43)

Если самолет летит с углом сноса а (рис. 217, б) и луч антен­ны развернут относительно его продольной оси на угол 0, то

Дд = •UT-cosY-cosfe —9),

откуда

W = 2/0 • cosy • cos(0—9) ’ (2-44)

Причем можно изменять угол 0 антенны так, чтобы получить равенство 0=ср, при котором величина Дд будет максимальной. Это в свою очередь повышает точность определения величины ско­рости W. Кроме того, точность может быть повышена применени­ем двух антенн с постоянным углом раствора между ними.

На рис. 217 представлена блок-схема допплеровского измери­

теля путевой скорости. Следящей системой антенны А1 и А2 вра­щаются до тех пор, пока допплеровские сдвиги частот Дді и Fpz обоих антенн не станут равными. Биссектриса угла антенн при этом будет направлена по вектору путевой скорости W самолета.

На выходе потенциометра П1 напряжение U1 будет пропорцио­нально величине угла сноса <р, а на выходе П2 напряжение про­порционально величине угла антенн Q1 или 02.

В вычислительном устройстве напряжения U1 и U2 реализуют •формулу (2.46).

Таким образом, рассмотренный измеритель является датчиком путевой скорости U" и угла сноса ср.

Навигационный координатор АНУ-1А в режиме измерения пу­тевой скорости W решает уравнения (2.39 и 2.40).

С датчика 5 компаса и с задатчика 7 угла карты сигналы по­ступают на суммирующее звено 6 (см. рис. 217). Выходной сигнал звена 6 и сигнал о величине угла сноса ср от ДИСС суммируются в звене 12.

На синусно-косинусном потенциометре 16, 17, 15, 18 форми­руются функции COS (ф—фк—фс) и sin (Ф—фк—фс), К0Т0рЬІЄ здесь же умножаются на напряжение, пропорциональное скоро­сти W, подводимое к потенциометру от ДИСС. Поэтому на выход­ных звеньях 15 и 18 получаются напряжения, пропорциональные — составляющим Wx и Wz скорости полета для данного момента времени. Эти напряжения затем поступают на соответствующие электродвигатели интегрирующих механизмов Sx и Sz.

Одновременно на второй синусно-косинусный потенциометр 4 и 8 поступают напряжения от датчика 1 истинной воздушной скорости V и звена 6. На выходе звеньев 4 и 8 потенциометра воз­никают напряжения, пропорциональные составляющим Vx и VT скорости полета.

На выходе запоминающих устройств 11 и 13 после осуществле­ния операций вычитания Wx—Vx и Wz—Vz получаются сигналы составляющих Ux и Uz скорости ветра.

При отказе по каким-либо причинам ДИСС загорается лампоч­ка Л и срабатывают реле 1Р и 2Р, которые отключают запоминаю­щие устройства 11 и 13 от звеньев 4 и 15, 8 и 18 так, что в них остаются зафиксированными значения составляющих Ux и (Л, вы­численные к моменту отключения ДИСС (режим «памяти»). Последние суммируются со значениями Vx и Vz в сумматорах 10 и 14. В результате на выходах сумматоров 10 и 14 получаются сигналы составляющих Wx и Wz путевой скорости полета. Следует заметить, что в режиме «памяти» координатор обеспечивает реше­ние уравнений (2.42 и 2.43).

При длительном полете с выключенным ДИСС в режиме «па­мять» увеличивается погрешность показаний координатора, так как при этом не учитываются изменения параметров ветра во времени п по маршруту полета. В этом случае следует включить координа­тор на автономный режим переключателем П. Тогда реле ЗР от­ключает от электродвигателей 19 и 20 выходы звеньев 10 и 14, 15 и 18 и подключает к ним выходы суммирующих звень­ев 3 и 9.

Скорость LJ и направление б ветра периодически вводятся вручную с помощью задатчика ветра 25, 28.

На синусно-косинусном механизме 22, 23 формируются сигналы cos (б—Vn) и sin (6—Ч’„). С выходов множительных устройств 21 и 24 получаются составляющие Ux и Uz. После суммирующих устройств 3 и 9 через замкнутые контакты ЗР полученные значения составляющих №х и Wz подводятся к электродвигателям интегри­рующих механизмов Sx и Sz указателя координат.

В координаторах типа НИ-50 функциональная схема включает те элементы, которые участвуют в работе АНУ-1А в автономном режиме.

Более простой по принципу действия и устройству автономной навигационной системой является навигационный индикатор НИ-50, функциональная схема которого выключает лишь те эле­менты, которые участвуют в работе АНУ-1А в автономном режиме.