Расчет азимутальной поправки и условного магнитного склонения.

Виды курсов и взаимосвязь между ними

Опорный меридиан для удобства совмещают или с истинным или магнитным меридианом аэродрома вылета или каждого ППМ.

При автоматизированной навигации, а также при полетах в полярных районах используется истинный опорный меридиан.

При неавтоматизированной навигации в экваториальных и средних широтах используется магнитный опорный меридиан.

Для перехода от одной системы измерения курса к другой используются поправки: Dа, DМ, DМ_У

Азимутальная поправка Dа – угол, между опорным и истинным меридианами.

Магнитное склонение DМ – угол между истинным и магнитным меридианом в данной точке.

Условное магнитное склонение DМ_У – угол между опорным и магнитным меридианами.

Расчет поправок для определения положения опорного меридиана в любой точке маршрута вызван необходимостью периодической проверки показаний гироскопического курсового прибора.

Причины:

- невозможность изготовления абсолютно точного прибора, не имеющего инструментальных погрешностей (собственный уход гироскопа);

- неточная выставка оси гироскопа по опорному меридиану;

- неточный учет широты пролетаемой местности.

Неучтенный своевременно уход гироскопа может привести к уклонению от ЛЗП и выходу ВС за пределы трассы!!!

Проекция Меркатора (σсх =0°)

Проекция Ламберта (σсх =(λт – λ0)×sinφср)

Если в качестве опорного меридиана выбран истинный меридиан

В этом случае для любой точки маршрута азимутальная поправка равна углу схождения меридианов, но с противоположным знаком:

σсх = (λт – λ0) × sinφср → Dа = – sсх

Dа = (lо – λт) × sinj_СР,

где, sсх – угол схождения меридианов;

lо – долгота опорного меридиана;

λт – долгота точки, для которой рассчитывается поправка;

j_СР – средняя широта в зависимости от картографической проекции.

Условное магнитное склонение для любой точки маршрута:

DМ_У = Dа + DМ = (lо – λт) × sinj_СР + DМ.

Если в качестве опорного меридиана выбран магнитный меридиан

В этом случае азимутальная поправка и условное магнитное склонение для любой заданной точки маршрута определяется по формулам:

σсх = (λт – λ0) × sinφср

Dа=-(σсх+DМ_О)

Dа = (lо – λт) × sinj_СР – DМ_О

DМ_У = Dа + DМ = (lо – λт) × sinj_СР – DМ_О + DМ

на опорном меридиане Dа = – DМ_О, DМ_У = 0

Информация о Dа и DМ_У может наноситьсякарту через 1-2° долготы.

4.Использование инерциальных навигационных систем

Принцип работы инерциальной навигационной системы (ИНС) / Inertial Navigation System (INS) основан на измерении ускорений ВС по осям выбранной системы координат.

Ускорения измеряются устройствами, называемыми акселерометрами.

Ускорение является производной от скорости (характеризует быстроту ее изменения). Соответственно, скорость – это производная расстояния.

Операцией, обратной дифференцированию (взятию производной), является интегрирование. Если измеренное ускорение известно, то после его интегрирования получим скорость. А после интегрирования скорости получим пройденное расстояние и в конечном итоге координаты ВС.

ИНС осуществляют счисление пути в сферической / геодезической системе координат и определяют широту и долготу.

Упрощенная блок-схема инерциального счисления

ИНС можно разделить на две группы:

- использующие гироплатформу (традиционные ИНС);

- не использующие гироплатформу (бесплатформенные ИНС - БИНС).

Первыми в 40-е годы ХХ века были разработаны и на протяжении

пятидесяти лет совершенствовались традиционные INS.

В традиционных ИНС акселерометры установлены на гироплатформе, которая на протяжении всего полета располагается строгогоризонтально и ориентирована по направлению истинного меридиана. При этом акселерометры независимо от поворотов ВС всегда ориентированы по осямсистемы координат, связанной с Землей.

В таких ИНС два акселерометра расположены в горизонтальной плоскости и ориентированы на север и восток. Третий расположен вертикально и ориентирован вверх.

Гироплатформа удерживается в нужном положении с помощью гироскопов – таких же, как и в гироскопических курсовых приборах, но гораздо более точных, имеющих малый собственный уход.

В 80-90-е годы ХХ века стали развиваться БИНС, которые называют системами на «лазерных гироскопах».

С помощью лазерного кольцевого гироскопа (ЛКГ) можно измерить угловую скорость вращения.

В БИНС используется три таких лазерных гироскопа, измеряющих угловые скорости вращения вокруг трех перпендикулярных осей.

Если в любой момент времени известна угловая скорость, то в любой момент можно рассчитать угол, на который повернулась система по сравнению с первоначальным положением (угловая скорость – производная угла поворота). Следовательно, сам угол можно определить путем интегрирования угловой скорости. Эту задачу непрерывно решает вычислитель БИНС.

В БИНС акселерометры жестко закреплены на ВС, ориентированы по его строительным осям и вращаются вместе с ним, измеряя ускорения вдоль осей самолета (вперед, вправо, вверх).

Значения ускорений по осям земной системы координат получаются расчетным путем.

Преимущества ИНС перед другими навигационными системами:

· автономность (не требуется наземное оборудование);