Солнечный компас

Авторы патента:

Ветчинкин В.П.

Волохов А.Н.

G01C17/34 - солнечные или астрономические компасы

Класс 42с, 39

Яо 35ф .

ПАТЕНТ НА ИЗОБРЕТЕНИЕ

ОПИСАНИЕ солнечного компаса.

К патенту А. Н. Волохова и В. П. Ветчинкина, заявленному

9 января 1926 года (заяв. свид. № 6989).

0 выдаче патента опубликовано 31 августа 1927 года. действие патента распространяется на 15 лет от 31 августа 1027 года.

На. прилагаемом чертеже изображена схема солнечного компаса.

Предлагаемый компас состоит из ломаной оптической системы. Часть этой системы О, укреплена на самолете неподвижно в вертикальном положении.

Трубка О,, должна при этом быть горизонтальной и находиться перед глазами летчика. Часть системы О, сделана подвижной, а именно: она может ставиться под любым углом наклона и вертикали и может вместе с зеркалом С вращаться около вертикальной части О. Углы по ворота могут измеряться по горизонтальному разделенному кругу 8. Зеркало С устанавливается при этом автоматически под углом наклона к вертикали вдвое меньшем, чем угол наклона О,, На верхнем конце наклонной части находится призма Р„вращаемая часовым -механизмом вокруг оптической оси О, со скоростью одного оборота в 24 часа. Угол поворота призмы может быть измерен по разделенному кругу А. Кроме того, призма Р, может вращаться около оси l . перпендикулярной к плоскости чертежа, для. установки соочветственно склонению солнца.. Если поставить часть О, параллельно оси мира, то зеркало С примет наклон, равный половине наклона трубы О,. Призму Р, направляют на солнце и соединяют с часовым»еханизмом; она будет тогда все время следить за этим светилом. Лучи солнца, падая на призму Р„отражаются от нее в трубку О„падают на зеркало С, идут. отразившись от него, по вертикальному направлению, отражаются еще раз в призме 1,, и, выйдя пз нее по горизонтальному направлению, по-падают в глаз наблюдателя.

Наблюдатель будет видеть изображение солнца в поле зрения трубы все время до тех пор, пока прибор не будет как-либо повернут. Итак, если прибор установлен на самолете, то изображение солнца будет непрерывно видимо в поле зрения лишь в том случае. если самолет сохраняет неизменным направление своего полета. Азимут

:этого направления будет отсчиты.ваться по горизонтальному кругу В., Подобный компас годится, однако, лишь при небольших перелетах, иначе смещение наблюдателя по широте и долготе вызовут необходимость в изменении наклона оси прибора (за изменение широты) и в добавочном вращении призмы Р, (за изменение долготы); так, например, будет пригоден при аэро-фото-с емке, где самолету приходится проходить небольшие расстояния по строго определенным направлениям.

Так как при этом самолет пролетает над снимаемым участком несколько раз взад и вперед, то прибор приходится при Этом поворачивать каждый раз на 180, отсчитываемые по горизон-, -гальному. кругу k првдмвт плтвнтл.

Солнечный компас, состоящи системы отражающих поверхност гелиостата с призмой, приводимо вращение часовым механизмом со ростью одного оборота в 24 часа, п лающих падающий.на гелиостат сол ный луч всегда по ойределенному правлению при неизменном полож< солнечного компаса в пространс отличающийся тем, что ось О, ге! стата устроена устанавливаемою углом,,равным широте данного ме вертикальная же часть 0, оси снаб на горизонтальным разделенным к гом В, служащим для отсчета углов ворота наклонной части прибора р ных азимуту линии полета. Гино литографии «Краон1ай Печатник», Ленинград, 31еждународный, 75.

Устройство для измерения курсового угла мобильной машины (варианты) // 2202768

Изобретение относится к оборудованию, применяемому при кратковременных экспериментальных исследованиях движения мобильных машин, например, при оценке устойчивости, управляемости, во время которого изменяется курсовой угол

Дотационный пеленгатор // 67812

Прибор для определения направления астрономического меридиана // 67877

Способ определения координат самолета в полярных районах // 88031

Способ определения поправки компаса // 522412

Способ и устройство (варианты) для определения ориентации космических или летательных аппаратов // 2620149

Группа изобретений относится к управлению ориентацией космических (КА) и авиационных летательных аппаратов (ЛА) с помощью чувствительных элементов. Устройство содержит размещённые на основании датчики (Д) ориентации относительно инерциальной системы координат и относительно астрономических объектов. При этом каждый из указанных Д снабжён несколькими Д измерения расстояний между этим Д ориентации и основанием (не менее 6 Д), а также (в варианте) между этим Д и другим (или несколькими) Д ориентации. Шарнирное закрепление концов Д расстояний выполнено с обеспечением непараллельности измеряемых отрезков. Д расстояний включает в себя механический эталон дины и Д смещения. Учёт этих смещений (в блоке обработки данных) имеет целью исключить влияние погрешностей положения Д ориентации в связанных осях КА или ЛА (например, вследствие деформаций конструкции) на измеряемые параметры ориентации аппарата. Техническим результатом группы изобретений является повышение точности определения ориентации КА или ЛА без увеличения жёсткости и термостабильности их конструкции. 3 н. и 12 з.п. ф-лы, 2 ил.

Способ определения ориентации космических или летательных аппаратов и устройство его реализующее // 2620284

Группа изобретений относится к управлению ориентацией космических (КА) и авиационных летательных аппаратов (ЛА) с помощью чувствительных элементов. Устройство содержит размещённые на основании датчики (Д) ориентации (гироскопические или звёздные) аппарата относительно инерциальной системы координат. Для определения углов между осями Д ориентации и основанием на каждом из Д установлено не менее шести Д расстояния точек Д ориентации от основания. Указанные углы определяются по показаниям Д расстояния из решения прямой задачи кинематики платформы Стюарта для каждого Д ориентации. Учёт указанных углов (в блоке обработки данных) позволяет исключить влияние погрешностей положения Д ориентации в связанных осях (например, вследствие деформаций конструкции) на измеряемые параметры ориентации аппарата. Техническим результатом группы изобретений является повышение точности определения ориентации КА или ЛА без увеличения жёсткости их конструкции. 2 н. и 5 з.п. ф–лы, 3 ил.

Способ и устройство для определения ориентации космических или летательных аппаратов // 2620288

Группа изобретений относится к управлению ориентацией космических (КА) и авиационных летательных аппаратов (ЛА) с помощью чувствительных элементов. Устройство содержит размещённые на основании датчики (Д) ориентации относительно инерциальной системы координат и относительно астрономических объектов. При этом устройство снабжено, для каждого из указанных Д, одномерными или двумерными (или их комбинацией) Д измерения углов. Последние включают источник и приемник излучения, установленные на основании, и отражающий элемент - на одном из Д определения ориентации. Данные элементы установлены так, чтобы плоскости падающего и отраженного пучков излучения не были параллельны. Углы измеряют, например, между рабочими осями Д ориентации и основанием. Учёт этих углов (в блоке обработки данных) имеет целью исключить влияние погрешностей положения Д ориентации в связанных осях (например, вследствие деформаций конструкции) на измеряемые параметры ориентации аппарата. Техническим результатом группы изобретений является повышение точности определения ориентации КА или ЛА без увеличения жёсткости их конструкции. 2 н. и 11 з.п. ф-лы, 4 ил.

Способ и устройство для определения ориентации космических или летательных аппаратов // 2620448

Группа изобретений относится к управлению ориентацией космических (КА) и авиационных летательных аппаратов (ЛА) с помощью чувствительных элементов. Устройство содержит размещённые на основании датчики (Д) ориентации относительно инерциальной системы координат и относительно астрономических объектов. Каждый Д ориентации снабжен хотя бы шестью Д измерения расстояний, шарнирно закрепленными концами на Д ориентации и на основании устройства. При этом обеспечена непараллельность измеряемых отрезков. Д расстояний включают в себя механический эталон длины и Д смещения. Д связаны с блоком обработки их данных. Учёт смещений Д ориентации (в блоке обработки данных) имеет целью исключить влияние погрешностей положения этих Д в связанных осях ЛА или КА (напр., вследствие деформаций конструкции) на измеряемые параметры ориентации аппарата. Техническим результатом группы изобретений является повышение точности определения ориентации КА или ЛА без увеличения жёсткости и термостабильности их конструкции. 2 н. и 16 з.п. ф-лы, 4 ил.