Применение существующих астрокомпасов для определения курса самолета в полете ограничено из-за присущих им недостатков, главный из которых заключается в том, что автоматические астрокомпасы могут применяться только днем в условиях визуальной видимости Солнца. Помимо этого, для применения существующих в настоящее время астрокомпасов необходимо в процессе полета периодически определять место самолета и устанавливать на приборе его координаты. Если учесть большие скорости и дальности полетов современных самолетов, становится ясно, что секстанты и астрономические компасы не полностью удовлетворяют необходимым требованиям. Поэтому в последнее время разрабатываются и применяются так называемые астрономические ориентаторы, в которых процессы пеленгации небесных светил и расчетов полностью автоматизированы. Место и курс самолета выдаются на таких приборах непосредственно на соответствующих индикаторах. Пеленгация светил может производиться фотоэлектрическими или радиоастрономическими следящими системами.
Рис. 41. Принципиальная схема радиоастроориентатора
Принцип работы радиоастроориентатора (рис. 41) заключается в следующем. На гиростабилизированной в горизонтальном положении платформе расположены два (радиотелескопа. Каждый из них представляет собой направленную приемную антенну — параболическое зеркало-отражатель с вибратором и волноводом для приема энергии, излучаемой небесным светилом.
Под действием приходящей от двух светил электромагнитной энергии следящие системы непрерывно поворачивают антенны по азимуту и на угол зенитного расстояния светила. Высоты h1 и h2 передаются в счетно-решающее устройство (СРУ), которое производит вычисления и выдает координаты места самолета на указатель координат (УК). Чтобы разность азимутов двух светил была близка к 90°, выбор светил возлагается на блок настройки (БН). В устройстве БН заложена программа выбора пары звезд в зависимости от широты и долготы места, а также даты и времени суток. Для этого в блок настройки поступают текущие координаты от навигационного координатора (НК). Астрономические ориентаторы, как и радиоастроориентаторы, могут определять место и курс самолета в географической или ортодромической системе координат. В географической системе координат выдаются широта и долгота местонахождения, истинный курс полета; в ортодромической — дальность, боковое уклонение, ортодромический курс самолета (угол между дугой большого круга — ортодромией и продольной осью самолета).
Определение курса самолета по астроориентатору — задача относительно простая. Ее решение основано на автоматическом измерении курсового угла светила и расчете курса по известной уже формуле: ИК = А — КУ.
Для определения места самолета различные схемы астроориентаторов дают возможность решать эту задачу различными методами по наблюдению двух или одного небесного светила.
По наблюдению двух светил место самолета можно определять одновременным измерением высоты этих светил. Одновременное получение двух кругов равных высот в одной из точек их пересечения дает место самолета, которое счетно-решающим прибором выдается в процессе полета в виде текущих координат самолета.
Для автоматического пеленгования звезд и Солнца фотоэлектрические следящие системы необходимо предварительно направить на выбранные светила. Это довольно трудная операция, особенно когда штурман не знает своего местонахождения. Для этого необходимо выбрать два светила с учетом того, чтобы в процессе полета исключить перестройку следящих систем или, если без этого нельзя обойтись, производить эту перестройку в полете как можно реже.
Необходимо также учесть условия естественного освещения при полете по маршруту в назначенное время или, если это возможно, определить наиболее выгодное время взлета для использования в полете лучших условий естественного освещения. Очевидно, что время и место встречи или догона темноты, рассвета и сумерек являются важнейшими факторами в определении условий естественного освещения.
Первоначальная установка следящих систем в направлении на выбранные небесные светила производится по координатам этих светил.
При выборе светил необходимо учитывать их яркость (звездную величину), высоту и разность азимутов между ними. Яркость и высота пеленгуемых светил определяются техническими возможностями фотоэлектрических следящих систем.
Разность азимутов пеленгуемых светил определяет точность получения координат места самолета. Наибольшая точность получается, когда направления на светила пересекаются примерно под прямым углом, т. е. когда разность азимутов двух светил близка к 90 или 270°. Однако на практике трудно подобрать пару звезд с такой разностью азимутов и отвечающих другим условиям (яркость, высота). Поэтому практически берут звезды, разность азимутов которых находится в пределах от 60 до 120° или от 240 до 300°.
Автоматическое определение места самолета -по двум звездам можно производить также измерением высоты этих звезд и разности их азимутов. В этом случае при выборе звезд разность азимутов между ними может быть и близкой к 180°.
Автоматически определить место самолета по двум звездам можно также измерением высоты одного светила и горизонтального угла положения другого Горизонтальный угол положения — это двугранный угол, образованный плоскостью вертикала одного светила и плоскостью большого круга, проходящего через это же и еще одно светило. Он определяется направлением от одного светила на другое в горизонтной системе координат. Геометрическая сущность определения местоположения этим способом состоит в следующем (рис.42).
Рис. 42. Принцип определения места самолета по измерению высоты одного светила и горизонтального угла положения другого
По измеренной высоте одного светила можно построить круг равных высот, в одной из точек которого находится наблюдатель. Если измерить горизонтальный угол положения q второго светила и отложить его в точке географического места первого светила С1 от большого круга, соединяющего географические места обоих светил С1 и С2, то образованная этим углом линия будет второй линией положения, которая в пересечении с первой линией положения — кругом равных высот — даст место самолета М. Эти две линии положения всегда пересекаются под прямым углом и однозначно определяют координаты самолета.
Точность определения места самолета этим способом не зависит от величины горизонтального угла положения светил, поэтому в выборе их имеются большие возможности. Однако этот угол не должен быть близким к 0 или 180°, так как измерение его в этом случае даст большую ошибку, что соответственно внесет ошибку и в определение местоположения. Этот способ может быть применим и днем по наблюдениям Солнца и Луны, если последняя находится над горизонтом и ее фаза не близка к новолунию и полнолунию.
Существенным недостатком определения места самолета по наблюдениям двух светил является невозможность или ограниченность применения их днем. Большую часть светлого времени днем над горизонтом видно только одно светило— Солнце и только небольшое время — около 8% светлого времени в году — видна и Луна. Поэтому астрономические ориентаторы, методы работы которых основаны на пеленгации двух небесных светил, при всех их достоинствах (точность автоматической пеленгации и точность расчета координат самолета) ограничены в применении.
По наблюдению одного светила место самолета может быть определено измерением высоты светила и скорости ее изменения или измерением высоты и азимута светила.
Сущность определения места самолета при автоматическом измерении высоты и азимута какого-либо светила сводится к тому, что место самолета получается в точке пересечения двух линий положения: круга равных высот, полученного в результате измерения высоты светила, и линии равных азимутов[2], получаемой измерением азимута светила.
Этот метод определения местонахождения самолета астроориентатором в воздухе по своей идее весьма прост, однако точность вычисления координат при этом пока еще низкая главным образом потому, что азимут самолета определяется с малой точностью из-за больших ошибок при измерении истинного курса самолета. Для получения места самолета с ошибкой не более 10—20 км необходимо курс самолета измерять с точностью до 5—10'. Ошибка в определении курса в 1° дает ошибку определения координат до 100 км.
Метод определения места самолета автоматическим измерением высоты какого-либо светила и скорости изменения этой высоты предусматривает учет путевой скорости и угла сноса в полете. При этом навигационные элементы полета — путевая скорость (скорость полета относительно поверхности Земли) и угол сноса (угол между продольной осью самолета и направлением полета)—должны измеряться с достаточно высокой точностью.
