Расчет ошибок курсо доплеровского счисления координат

Расчет ошибок курсо-доплеровского счисления координат

Автор:   •  Февраль 22, 2019  •  Практическая работа  •  436 Слов (2 Страниц)  •  541 Просмотры

Страница 1 из 2

План
раздела:

6.1. Структура
доплеровской системы навигации;

6.2. Доплеровские
измерители путевой скорости и угла
сноса;

6.3. Классификация
ДИСС по виду излучаемого сигнала;

6.4. Доплеровский
измеритель ДИСС-013;

6.5. Бортовой
навигационный комплекс самолета ИЛ-62;

6.6. Вертолетный
доплеровский измеритель ДИВ-1.

6.1. Структура доплеровской системы навигации

Доплеровские
системы навигации (ДСН) относятся к
классу автономных, т.е. таких систем, в
которых необходимая навигационная
информация получается с помощью только
бортового оборудования воздушного
судна (ВС), без применения каких-либо
наземных средств.

При использовании
ДСН определение места ВС осуществляется
методом счисления пути. Сущность этого
метода рассмотрим для простейшего
случая счисления пути в плоской
прямоугольной системе координат
,
связанной с Землей (рис. 6.1), оськоторой совпадает по направлению с
географическим меридианом.

Рис. 6.1. Счисление пути в плоской
прямоугольной системе координат

На рис. 6.1
– вектор воздушной скорости;– горизонтальная составляющая скорости
ветра;– вектор путевой скорости, т.е. скорости
перемещения проекции центра масс ВС
относительно поверхности Земли;– угол сноса – угол междуи;– истинный курс самолета;– координаты места самолета (МС) в момент
начала отсчета текущего времени;– текущие координаты МС.

Для навигации
методом счисления пути координаты
должны быть известны и непрерывно (в
интервале времени)
должны измеряться составляющиеипутевой скорости.
Если эти условия удовлетворяются, то
текущие координатыопределяются путем интегрирования
составляющихиво времени:

,
. (6.1)

Собственно
доплеровский измеритель позволяет
измерить абсолютное (скалярное) значение
путевой скорости
и угла сноса (),
т.е. направление вектораотносительно продольной оси ВС.

Вполне очевидно,
что эти данные не определяют положение
в системе координати его составляющихи.

На основании рис.
6.1

,
. (6.2)

это означает, что
для определения
инеобходимо измерять истинный курс ().

Для счисления пути
с помощью ДИСС должны измеряться
ии с помощью курсовой системы (КС) –,
а это значит, что доплеровская система
навигации должна включать три функционально
самостоятельные части (рис. 6.2):

– собственно ДИСС,
измеряющий
и;

– курсовую систему,
измеряющую
(или ортодромический курс);

– навигационный
вычислитель (),
реализующий алгоритмы (6.1) и (6.2).

Рис. 6.2. Структурная схема доплеровской
системы навигации

Так как счисление
пути в ДНС ведутся по формулам (6.1), то
погрешности при определении
иинтегрируются во времени. Медленно
меняющиеся погрешности, сохраняющие
свой знак за времянеизменным, возрастают при этом прямо
пропорционально.
Поэтому автономные системы комлексируются
с позиционными радионавигационными
системами (угломерно-дальномерными,
разностно-дальномерными), с помощью
которых корректируются результаты
измерений автономных систем. Сущность
коррекции заключается в периодической
замене счисленных координат координатами,
определенными с помощью позиционной
радионавигационной системы (РНС).

Соседние файлы в папке Лекции

• #
• #
• #
• #
• #
• #
• #
• #
• #
• #
• #

---

Подборка по базе: Расширение понятия числа.docx, КГЗ Основные мероприятия,проводимые при ведении различных степен, Расширенная лекция по мембранологии и электрогенезу.docx, 2Искусство, его основные функции.docx, Реферат Основные методы психологии труда Левчик Р.Е..doc, Исследование скважин и пластов — лекция.pdf, 3 лекция қазақша.pptx, 10.10.20 гр.321 Лекция.docx, к лекциям часть 1.pdf, Карпов Курсы Аналитик данных 1 урок основные понятия статистики

---

Курсом самолета называется угол, заключенный между северным направлением меридиана, проходящего через самолет и продольной осью самолета. Курс отчитывается в горизонтальной плоскости от северного направления меридиана до продольной оси самолета по ходу часовой стрелки от 0^о до 360^о.

Курс самолета может быть истинным, магнитным и компасным в зависимости от меридиана, от которого он отсчитывается.

Истинным курсом (ИК) называется угол, заключенный между северным направлением истинного меридиана, проходящего через самолет и продольной осью самолета.Магнитным курсом (МК) называется угол, заключенный между северным направлением магнитного меридиана, проходящего через самолет, и продольной осью самолета.Компасным курсом (КК) называется угол, заключенный между северным направлением магнитного меридиана, проходящего через самолет, и продольной осью самолета.

Курс самолета определяется и выдерживается с помощью магнитного или астрономического компаса. Магнитный компас позволяет определить направления от компасного и магнитного меридианов.
ΔМ – магнитное склонение;

ΔК — девиация компаса;

Δ- вариация.
Заданным путевым углом может быть истинный и магнитный в зависимости от меридиана, от которого он отсчитывается.

ЗМПУ называется угол, заключенный между СМ и линией заданного пути (ЛЗП). Отсчитывается от СМ и ЛЗП по часовой стрелке от 0^о до 360^о

ЗМПУ= ЗИПУ – ( ±∆_м)

Магнитным пеленгом ориентира (МПО) называется угол, заключенный между С_м и направлением на ориентир. Отсчитывается от С_м к направлению на ориентир по часовой стрелке от 0^о до 360^о. Курсовым углом ориентира (КУО) называется угол, заключенный между продольной осью самолета и направлением на ориентир. Отсчитывается по часовой стрелке от 0^о до 360^о. МПО можно определить при помощи девиационного пеленгатора.

Высотой полета H — называется расстояние по вертикали от самолета до уровня, принятого за начало отсчета. Высота измеряется в метрах. Знание высоты полета необходимо экипажу для выдерживания заданного профиля полета и предотвращения столкновения самолета с земной поверхностью и искусственными препятствиями, а также для решения некоторых навигационных задач.

В самолетовождении в зависимости от уровня начала отсчета различают следующие высоты полета: истинную, абсолютную и барометрическую.

Истинной высотой Н_ист называется высота полета , измеряемая относительно пролетаемой местности. В горизонтальном полете истинная высота измеряется относительно рельефа местности.

Абсолютной высотой Н_абс называется высота полета относительно уровня Балтийского моря.

Барометрической высотой Н_б называется высота полета, измеряемая относительно изобарической поверхности атмосферного давления, установленного на шкале барометрического высотомера.

Барометрическая высота может быть:

1. Относительной Н_о, если она измеряется относительно давления аэродрома вылета или посадки ( используется при полетах ниже нижнего эшелона в зоне взлета и посадки).
2. Приведенной Н_прив, если она измеряется относительно минимального давления участка трассы, которое приведено к уровню моря ( используется при визуальных полетах по маршруту ниже нижнего эшелона).
3. Условно барометрической Н₇₆₀, если она измеряется относительно условного уровня давления 760 мм.рт.ст. ( используется для выдерживания заданных эшелонов при полетах по трассам и в зоне ожидания).

Основными способами измерения высоты полета является барометрический и радиотехнический.Барометрический способ — измерения высоты основан на принципе измерения высотного давления, закономерно изменяющегося с высотой. Барометрический высотомер представляет собой обыкновенный барометр, у которого вместо шкалы давлений поставлена шкала высот. Такой высотомер определяет высоту полета косвенным путем, измеряя атмосферное давление, которое изменяется с высотой по определенному закону.Радиотехнический способ — измерения высоты основан на использовании закономерностей распространения радиоволн. Радиоволны распространяются с постоянной скоростью и отражаются от различных поверхностей. Используя эти свойства можно определить высоту полета самолета.

Различают воздушную и путевую скорости самолета, измеряются они в км/час.

Воздушной скоростью V называется скорость самолета относительно воздушной среды, Эту скорость самолет приобретает под действием тяги двигателей. Воздушная скорость зависит от аэродинамических качеств самолета, его полетного веса и плотности воздуха. Ветер не оказывает влияние на его величину и направление, которое при симметричной тяге двигателей совпадает с продольной осью самолета. Воздушная скорость измеряется указателем воздушной скорости. Путевой скорость. V – называется скорость самолета относительно земной поверхности. На ее величину влияет ветер, который уменьшает или увеличивает скорость ВС относительно земной поверхности. Путевую скорость самолета рассчитывают или измеряют с помощью специальных приборов.

При полете с боковым ветром векторы воздушной путевой скорости и скорости ветра образуют навигационный треугольник скоростей, каждый вектор характеризуется направлением и величиной.

Вектором воздушной скорости — называется направление с скорость движения самолета относительно воздушных масс. Его направление определяется курсом самолета, а величина- значением воздушной скорости. Вектором путевой скорости — называется направление с скорость движения самолета относительно земной поверхности. Его направление определяется путевым углом, а величина- значением путевой скорости. Вектором ветра называется направление и скорость движения воздушной массы относительно земной поверхности. Его направление определяется направлением ветра, а величина- значением скорости.

МК- магнитный курс самолета;

V – воздушная скорость;

МПУ- магнитный путевой угол;

W –путевая скорость;

НВ- навигационное направление ветра;

U – скорость ветра;

УС- угол сноса;

УВ – угол ветра.

Фактическим магнитным углом называется угол, заключенный между С_м и линией фактического пути. Отсчитывается от С_м до ЛФП по ходу часовой стрелки от 0^о до 360^о.Углом сноса называется угол, заключенный между продольной осью самолета и линией пути. Отсчитывается от линии пути вправо со знаком «+» и влево со знаком «-». Углом ветра называется угол между линией пути и направлением навигационного ветра. Отсчитывается от линии пути до направления ветра по ходу часовой стрелки от 0^о до 360^о.
Контрольные вопросы:
1. Что называется визуальной ориентировкой ?

2. Какие факторы влияют на ведение визуальной ориентировки ?

3. Какие правила следует соблюдать при ведении визуальной ориентировки ?

4. Что называется магнитным пеленгом ориентира ?

5. Что называется курсовым углом ориентира ?
Ключевые слова:
Ориентир, линейный ориентир, площадный ориентир, точечный ориентир, истинный курс, магнитный курс, компасный курс, МПО, КУО, высота полета, вектор воздушной скорости, вектор путевой скорости

Лекция №9

Применение доплеровского измерителя путевой скорости и угла сноса. Навигационные характеристики ДИСС, принцип измерения путевой скорости, угла сноса с помощью ДИСС. Курсо-доплеровское измерение координат ВС, курсо-доплеровский навигационный комплекс.
План:
1. Общие понятия о навигационных элементах полета.

2. Принцип работы ДИСС.

3. Погрешности измерения путевой скорости и угла сноса.

4. Курсо-доплеровское счисление координат ВС.

5. Курсо-доплеровские навигационные комплексы.
Путевая скорость (W) – это скорость воздушного судна (ВС) относительно земной поверхности. Она зависит от воздушной скорости, скорости и направления ветра. Ее можно рассчитать или измерить с помощью технических средств самолетовождения. Путевая скорость измеряется в километрах в час (км/час). Путевую скорость по пройденному расстоянию и времени полета находят по формуле W= S/t. Решение ее на

НЛ-10.

Углом сноса называется угол, заключенный между продольной осью ВС и линией пути. Отсчитывают его от продольной оси ВС до линии пути вправо со знаком плюс и влево со знаком минус. Может быть расчетным и фактическим. Расчетный рассчитывается от ЛЗП, а фактический до ЛФП.

Навигационные элементы полета – путевая скорость и угол сноса в зависимости от располагаемых средств самолетовождения на борту ВС измеряются автоматически непрерывно или дискретно экипажем. Автоматические средства самолетовождения- инерциальные навигационные системы и доплеровские измерители позволяют непрерывно в течении всего полета измерять путевую скорость и угол сноса. Эти средства являются полностью автономными, так как не требуют дополнительного наземного оборудования. При использовании инерциальных навигационных систем путевая скорость и угол сноса вырабатываются автоматически и выдаются на индикаторы обычно по мере необходимости.

Измерение путевой скорости и угла сноса доплеровским измерителем (ДИСС) основано на замере разности частот радиосигналов, излученных радиопередатчиком ДИСС и принятых обратно после отражения их от земной или водной поверхности. Условия отражения радиоволн от земной или водной поверхности оказывают влияние на точность измерения. Для устранения ошибки путевой скорости из-за морского эффекта в ДИСС вводится калибровочная поправка, соответствующая среднему состоянию водной поверхности. Более совершенные ДИСС имеют специальную схему автоматического учета отражающих свойств поверхности.

При изменении режима полета, при наборе высоты и снижении, разгоне и торможении, а также при изменении полетной массы ВС изменяется и угол тангажа. У ДИСС с нестабилизированными антеннами это приводит к изменению наклона диаграммы излучения в вертикальной плоскости и к завышению показаний путевой скорости. Повышение точности измерения путевой скорости по этой причине достигается двумя путями. Наиболее простой из них заключается в переводе ДИСС в режим «ПАМЯТЬ», если продольный крен ВС приводит к возникновению ошибок, превышающих допустимые. Другое направление реализуется в тех ДИСС, расчет путевой скорости у которых выполняется не самим прибором, а бортовой ЦВМ. В этом случае аналитически рассчитать и учесть поправки. При продолжительных поперечных кренах, например при развороте ВС, ДИСС переходит при развороте ВС, ДИСС переходит в режим «ПАМЯТЬ».

Доплеровские измерители непрерывно измеряют угол сноса. Достигается это либо разворотом антенной системы ДИСС по направлению вектора W и отсчетом УС относительно продольной оси ВС, либо аналитически, если антенна закреплена неподвижно, а на борту ВС имеется ЦВМ. При отсутствии на борту ВС ИНС или ДИСС путевая скорость, угол сноса и ФПУ могут определяться в полете экипажем дискретно по мере необходимости с помощью оптических и радиотехнических средств. В основе всех способов дискретного измерения НЭ лежит оценка перемещения ВС относительно земной поверхности.

На контрольном этапе для измерения W и УС экипажу необходимо располагать зафиксированными на полетной карте точками фактических МС. По измеренному расстоянию Sкэ между ни ми и времени полета рассчитывается путевая скорость W= S_КЭ : ( Тк-Тн), где Т_н, Т_к — время пролета начала и конца КЭ. Точность измерения зависит от частных погрешностей определения МС, графической работе на карте и отсчета времени.

Доплеровский измеритель (ДИСС) непрерывно измеряет путевую скорость и угол сноса и выдает их значения на указатель и в автоматическое навигационное устройство, куда поступают также сигналы курса от курсовой системы ВС и истинная воздушная скорость от датчика воздушной скорости. По этим данным АНУ ведет автоматическое счисление пути. Измеритель ДИСС может работать в трех режимах: «Суша», « Море», «Память».

Режим «Суша» включается при полетах над земной поверхностью. Режим «Море» включается при полетах над водной поверхностью. Режим «Память» измеритель не производит измерения путевой скорости и угла сноса, а выдает потребителям запомненные значения этих величин. Измеритель ДИСС имеет систему встроенного контроля, которая обеспечивает контроль работоспособности измерителя при наземных проверках и в полете.

Индикация УС осуществляется постоянно на индикаторе ДИСС, НПП штурмана, а также на приборах НПП пилотов при работе САУ в режимах «Курс» и « Навигация». Индикация путевой скорости осуществляется индикатором ДИСС штурмана. Отражение радиоволн от земной и водной поверхности неодинаково. Над водной поверхностью коэффициент отражения радиоволн значительно меньше, чем над сушей. Поэтому при полете над морем ДИСС занижает измеренную путевую скорость по сравнению с действительной на 1-3,7%. В зависимости от волнения его поверхности. Эта погрешность носит систематический характер, поэтому ее можно уменьшить калибровкой ДИСС, работающего в режимах «Суша» и «Море». Калибровку ДИСС выполняют для средней степени волнения воды. Поэтому путевая скорость, измеренная доплеровским измерителем при полете над морем несколько отличается от фактической в следствии остаточной погрешности.

Указатель путевой скорости и угла сноса ( см.рис.) предназначен для указания текущего значения путевой скорости и угла сноса. При курсо- доплеровском счислении координат используется информация о путевой скорости и угле сноса от ДИСС и курса полета от КС (курсовой системы), а также величина вручную вводимого угла карты (β_к), измеряемого от положительного направления начала отсчета путевого угла ( и курса) до оси. Одновременно значения путевой скорости и угла сноса подаются в навигационный вычислитель, который осуществляет счисление пройденного самолетом пути по осям в ортодромической системе координат. Навигационный вычислитель связан с курсовой системой и задатчиком угла карты. При установку на задатчике МУК= ОЗПМУ координатная ось совмещается с ЛЗП. Сигналы курса ВС, поступающие от курсовой системы , и сигналы угла сноса, поступающего от доплеровского измерителя, складывается и их сумма сравнивается с ОЗПМУ, установленным на задатчике угла карты. В основу работы навигационного вычислителя положено автоматическое определение углового бокового уклонения ВС, т.е. решение равенства:

БУ= ( ОМК+ УС) – ОЗПМУ

Если сумма курса и УС равна ОЗМПУ, то вектор путевой скорости ВС совмещен с координатной осью. Если это равенство не обеспечивается, то вектор W раскладывается навигационным вычислителем на две составляющие. Одна из них направлена по направлению ЛЗП, а другая – перпендикулярно ЛЗП. Суммирование углов и разложение путевой скорости на составляющие по осям происходит непрерывно электромеханическим способом. Полученные составляющие W интегрируются по времени специальными моторчиками, которые и выдают на счетчик координат текущие значения координат места ВС в виде пройденного пути по ортодромии и линейного бокового уклонения.
Контрольные вопросы :
1. Что является навигационными элементами полета ?

2. На чем основано измерение путевой скорости и угла сноса ?

3. В каких режимах может работать ДИСС ?

4. Для чего предназначен указатель путевой скорости ?

5. Как вводится угол карты?
Ключевые слова:
путевая скорость, угол сноса, ДИСС, калибровочная поправка, УПС

Лекция № 10.
Неавтономные системы навигации.
План:
1. Общая характеристика угломерных радионавигационных систем.

2. Принцип действия угломерных радионавигационных систем

3. Полеты по наземным радиомаякам VOR.

4. Применение аппаратуры VOR-ILS в полете.

5. Использование радиокомпасов при полетах на больших высотах и скоростях.

Угломерно-дальномерная система ближней навигации непрерывно подает на индикаторные приборы текущие полярные координаты самолета относительно наземного маяка системы.

Полярные координаты самолета:

—

азимут или истинный пеленг самолета (ИПС) – угол, заключенный между северным направлением истинного меридиана, проходящего через точку установки наземного радиомаяка и направлением на самолет; азимут выдается с точностью до 0,25⁰;

—

дальность или расстояние от маяка до самолета – радиус орбиты, проведенный из точки установки маяка через МС: точность измерения дальности ±200М.

Система с высокой точностью решает следующие задачи:

а) непрерывное указание экипажу азимута на самолете и дальности;

б) самолетовождение по заданному маршруту;

в) определение навигационных элементов в полете;

вывод самолета любую заданную точку и сигнализация ее пролета;

наземное наблюдение, опознавание, определение координат самолета и управление его движением.

Принцип действия. Азимут задается временным интервалом между начальным временем отсчета, одинаковым для всех самолетов, находящихся в зоне действия маяка и оборудованных соответствующим оборудованием, аппаратурой и моментом приема азимутального сигнала каждого из этих самолетов. Наземный маяк системы включает в себя передающую азимутальную антенну с узконаправленной диаграммой излучения (в горизонтальной плоскости), вращающуюся со скоростью 100 об/ мин. и антенну опорных сигналов со всенаправленной диаграммой излучения. Северный опорный сигнал передается этой антенной в момент прохождения азимутальной антенны нулевого азимута ( северного направления истинного меридиана). Определение дальности осуществляется по принципу «запрос- ответ» путем измерения суммарного времени распространения запросного сигнала с самолета на землю и ответного сигнала с земли на самолет. Это время с достаточной точностью преобразуется в измеряемое расстояние, так что скорость распространения электромагнитной энергии постоянна. Наземный маяк системы имеет индикатор кругового обзора (ИКО) для получения на экране электронно- лучевой трубки отметок самолетов, совершающих полет в зоне действия маяка.

Система работает в диапазоне УКВ и поэтому ее рабочая область определяется высотой полета и нерабочей воронкой с радиусом, равным высоте полета, расположенной непосредственно над наземной станцией.

Полет в режиме «Азимут» может производиться в случае, если ЛЗП или ее продолжение проходит через точку установки наземного маяка системы ( рис1). В этом режиме полет может осуществляться по двум вариантам: « от маяка» и «на маяк». В первом случае ИПС ( азимут) все время должен сохраняться равным значению заданного истинного путевого угла ЗИПУ, во втором- ЗИПУ±180^о. В обоих случаях значение ЗИПУ при помощи поворота шкалы курсов прибора КПП выставляют под неподвижным оранжевым индексом.

Во всех случаях полета отклонение вертикальной стрелки нуль-индикатора влево от центра шкалы свидетельствует об уходе самолета вправо от ЛЗП, а отклонение стрелки нуль- индикатора вправо сигнализирует о левом уклонении самолета от ЛЗП. Таким образом, центр шкалы прибора представляет собой самолет, а вертикальная стрелка- линию заданного пути.

Контроль пути по дальности обеспечивается наблюдением за текущей дальностью, сопоставлением ее с дальностью контрольных точек и по загоранию сигнальных ламп.

Путевую скорость в этом режиме определяют следующим образом:

При полете от маяка W= (Д2-Д1) / t;

При полете на маяк W= ( Д1-Д2) / t.

Контроль пути ВС в полете — обя­зательный элемент процесса самоле товождения В результате контроля пути экипаж сравнивает фактическое МС с расчетным, полученным и ре зультате автоматизированного ечнеле ния пути или графической работы на полетной карте, т. е. выполняет кор рекцню МС Это дает возможность периодически ликвидировать накаплн вающиеся погрешности самолетовож дения.

Один из возможных путей новы шгиия точности самолетовождения —

Рис 11.2. Распределение точек с минимальными погрешностями определения МС но данным УД РНС

совсршенсгнование методики нсноль зования навигационных средств, на холящихся на борте ВС. Для этого процесс коррекции МС оптимизирует ся с целью достижения минимального или допстимого значения погрешно­сти определения МС В зависимости от применяемых средств определения МС мето іика оптимизации режима контроля пути — коррекции МС — меняется.

Полуавтоматический контроль пу­ти имеет место, когда счисленные автоматической навигационной смете мой координаты места ВС сравнива­ются с координатами МС, полученны­ми от внешних источников позицион­ной информации в результате измере мня полярных коор шпат МС н их дальнейшего преобразования в снсте — vv коор шпат, используемую для счисления пути. Наибольшее приме­нение в гражданской авиации для коррекции пти полечили угломерио — дальномерные радионавигационные системы типов PCDH 2, ВОР ДМР, бортовые и наземные РЛС. Эти стан­ции в пределах рабочих областей вы тают текущие значения пеленга и тальности ВС от радиомаяка.

Точность полученного МС нахо­дится н зависимости от расстоянии

между ВС и РМ характеризуется бо­ковой СКП

0;к— 1/(Яд sin а)1-) (пп Д cos а)2,

(М.4)

где Од, Яр — СКП измерения дально­сти и пеленга; Д — расстояние меж ду ВС и РМ; а—угол, измеренный н точке МС, между осью ВТ и навран лением на радиомаяк.

Из распределения СКП МС oZi(, полученных с помощью УД РИС, вдоль воздушной трассы при разлмч пых боковых смешениях РМ Z„ (рис. 11.2) видно, что существуют точки, где o*K имеет наименьшее зна­чение, и удаление их d от траверза РМ іависит от бокового смешения РМ

Точка с нанвысшей точностью оп рс деления МС располагается на оси воздушной трассы и смещена относи тельно траверза радиомаяка на рас­стояние

«|/Zp (гід Оц Zр) при о г*: гр^Од а„; О

при Zp > Од а„

Наибольшее удаление dVN—Zрм име­ет место при смещении РМ на Zp M = = ад’2оп. Удаления точек с минималь­ными погрешностями измерения МС для РСБН-2 с точностными характе ристикамн оп=0,85° и ад=0,95 км следующие

2Р.	км….	. 10 20	30	40
dM.	км….	. 23 30	32	31
°тк	min — км • ■	.0.5 0.7	0.8	0.88
2р.	КМ…	50	60 63.9
<1ч,	км….	. 26	15	0
П—К	min — Км ■ ■	. 0.93 0	.95	0,95

Для принятых точностных харак теристнк максимальное значение ^м-м — Zp. M== 32 км.

Выполнять коррекцию МС в точ ках, где <тгв имеет минимальное зна­чение, с позиции общей точности са молетовождення не всегда целесооб­разно. Это объясняется тем, что в процессе полета ВС может находить­ся как в пределах рабочих областей РНС, так и вне их. Полет за предела­ми рабочих областей выполняется с постоянным курсом, расчетное значе­ние которого было получено после последней коррекции МС к исправле­ния пути. На этом участке происхо­дит накопление суммарной боковой погрешности самолетовождения ог£ по закону, близкому к линейному (выражения 8.17 и 8.23). Наибольше­го значения о2£ достигает в конце автономного участка, т. е. к моменту входа в рабочую область очередного радиомаяка. Момент последней кор­рекции МС на выходе из рабочей об­
ласти предыдущего РМ находят, ми ннмизируя погрешность a2£ именно в этой точке.

Путь, проходимый ВС от точки траверза первого РМ до точки тра­верза второго РМ, складывается из трех участков (рис 11.3):

удаления последней точки коррек­ции ГК і на выходе из рабочей обла­сти первого РМ dr,

автономного участка полета S. на холящегося за пределами рабочих об­ластей (между точками ТКі и ТК2). Он может содержать несколько изло­мов воздушной трассы:

удаления точки коррекции ТК2 на входе в рабочую область очередного РМ d2.

Оптимальное удаление точки пос лед ней коррекции МС на выходе из рабочей области угломерно-дально — нсрной РНС находят по точке экс­тремума функции по переменной rfі,

% =]/>„, W+KfZ&P

-‘-Ad^-ia’l (11.6)

Illl. T •

где Опі —СКП измерения пеленги РНС; Ксчг — коэффициент точности

счисления, гт*п — СКП пилотирова­ния; — суммарное расстояние меж­ду РМ, равное S£ =di-t-S-t-rf2; d — удаление точки коррекции МС на вы­ходе из рабочей области РНС.

Коэффициент, учитывающий СКП измерения радиопеленгов первого н второго РМ рассматриваемой пары,

А (an,+V)/°n,. <» 7>

Располагая точностными характе­ристиками РНС и бортового навига­ционного оборудования, можно рас­считать удаление оптимальной точки последней коррекции МС, отсчиты­ваемое вдоль оси ВТ от точки тра­верза РМ:

(°п, Л< 02 1 А‘ где Б — коэффициент, значення кото­рого приведены в табл. 11.1.

Удаление точки коррекции Г Кг на входе в рабочую область очередного РМ

Л.2 —d0ilT Bdon т. (11-9) °|12

Значення сіпну и dz будут менять­ся в зависимости от фактического расстояния между смежными радио­маяками угломерио-дальномерных РНС. Значення коэффициентов А. Б н В применительно для самолетов Ту-154 (К,-ч=0,014) приведены в

табл 11.1

Находясь в пределах рабочей об­ласти (РО), экипаж ВС может вы поднять коррекцию МС в любой мо­мент времени, в любой точке марш­рута. Сочетание работы механизма счисления пути бортовой навигацион­ной системы со средствами независи­мого определения МС еще больше расширяет эти возможности, что по­зволяет реже уточнять свое местопо­ложение. Оптимизацию режима кор­рекции МС на участке от d-. до rf„„T целесообразно произвести но крите­рию минимально допустимого числа коррекции МС. Это достигается со­блюдением равенства суммарной н допустимой СКП самолетовождения гг г у — о у,

гД<»11

Расстояния между точками кор­рекции МС в преде tax рабочей обла­сти УД РМ «д— К d)2,

Таблица II I. Исходные данные
для расчета оптимальных
удалений ТК

где о* п — допустимая погрешность, являющаяся показателем потребной точности самолетовож іення и завися щая от ширины воздушной трассы и гарантийной вероятности; d — удале­ние предыдущей ТК от траверза РМ.

Номограмма определения S для Ту-154 приведена на рис 11.4.

Если перед экипажем поставлена задача вывода ВС в точку, находя­щуюся в море на удалении Dn от бе рега, па котором установлен УД РМ. то оптимальное удаление последней точки коррекции МС

Все выводы, касающиеся примене­ния УД РНС, в полной мере распро­страняются и на радиолокационные ориентиры при использовании борто­вой РЛС

Контроль пути при визуальной ориентировке имеет место при поле­тах по ПВП и ОПВП на малых и средних высотах. Опре іеленне поло­жения ВС визуально производится путем опознавания пролетаемой мест­ности с помощью полетной карты и

101

1 — режим курсо доплеровского счисления, коррекция МС но РСБН (Zp=»0); 2 ре­жим курсо доплеровского счисления, кор­рекция МС по РСБН <Zp=200 км); ре­жим курсо доплеровского счисления, кор­рекция МС по БРЛС (Zp= О км); 4 режим курсо-доплеровского счисления, коррекции МС по БРЛС (Zp — 200 км); 5 режим курсо-воздушного счислгиня. коррекция МС ПО РСБН (Zp = 0). 6 режим курсо воздушного счисления, коррекция МС по РСБН (Zp — 200 км)

определения МС по относительному расположению земных ориентиров.

Эффективность визуальной ори­ентировки оценивается по тому, как экипаж сумел использовать элементы земной поверхности для опре имения своего местоположения Большое влияние на успешность ведения ВИЗУ алыюн ориентировки оказывает час тота контроля пути. Непрерывное ели ченне карты с местностью позволяет в любой момент времени ПОЛУЧИТЬ свое местоположение. Однако это очень утомляет экипаж и исключает возможность комплексного примене­ния средств и способов самолетовож­дения, что опасно и поэтому неприем­лемо. Редкое обращение к полетной карте в полете приводит к тому, что значительно расширяется зона воз­можного положения ВС’., и для опо­знавания местности требуется значи­тельное время. Чем больше был ин­тервал времени после последнего кон-
троля пути, тем меньшая вероятность, что местность будет опознанной и воз­растает возможность потери ориенти ровки. Для повышения эффективности визуальной ориентировки важно опре делять и выдерживать предельно до­пустимые расстояния межiv точками визуального контроля пути.

При расчете предельного расстоя­ния SK „ должны учитываться:

дальность обнаружения 0„г»н. за висящая от метеорологической даль­ности видимости и может быть при­нята 0.75

точность визуального МС при пос­леднем определении azMC Ог 1/2 и счисления пути Л’сч;

путевая скорость полета U заданная гарантийная вероятность невыхода ВС за пределы дальности обнаружения прн Яг = 0,95 (Х = 2);

характерность наземных ориенти ров, представленная про юл жител ыю — стью времени, необхогнмого для опоз­навания местности т нли числом об­ращений к полетной карте для сличе­ния ее с местностью п.

Чтобы обеспечить заданный уро­вень надежности самолетовождения, предельно допустимые расстояния между контрольными ориентирами не должны превышать:

1

*^к. о — w X Асч

л§бн-(^« за»*

V*

(11.12)

где X — аргумент функции Лапласа, определяемый согласно заданному значению гарантийной вероятности Ртр.

Для практического использования ганной формулы целесообразно — для тайного тина ВС {К,-, const, tt»~ = l-‘=const) составить график.

Исприв. іение пути производится при наличии уклонения ВС от линии заданного пути Зафиксированное в результате контроля линейно-боковое уклонение ВС Z требует от экипажа выполнения специального маневра тля вывоза его на ЛЗП Из всех ви­той маненра самым неблагоприятным
і экономической точки зрении являет ся S образный маневр, представляю­щий собой слитный разворот ВС на угол а в одну, а затем в другую сто­рону тля плавного вписывания в лн нню заданного нуги. При его выпол нении имеет место наибольшее удли нение фактической траектории AS„ по сравнению с продвижением по маршруту за время маневра [см. <7.14)].

Для приближенного расчета выраже­ние (7 14) можно заменить более простым

vs„ о. яадут, (її із)

г тс I—линейно-боковое уклонение ВС от ЛЗП

Можно также использовать при — ближенное выражение угла отворо­та в градусах:

а бОУГЯ — (II 14)

При выполнении S-образного ма­невра Ту-154 на скорости 17=900 км/ч с креном 15° для вывода на ЛЗП пос­ле уклонения его на 8 км удлинение пути достигает AS* = 1.6 км.