65. Краткие сведения о земном магнетизме. Методы измерения курса.

Земля представляет собой естественный магнит, вокруг которого существует магнитное поле. Магнитные полюса Земли не совпадают с географическими и располагаются не на поверхности Земли, а на некоторой глубине.

Условно принимают, что северный магнитный полюс, расположенный в северной части Канады, обладает южным магнетизмом, т. е. притягивает северный конец магнитной стрелки, а южный магнитный полюс, расположенный в Антарктиде, обладает северным магнетизмом, т. е. притягивает к себе южный конец магнитной стрелки.

Свободно подвешенная магнитная стрелка устанавливается вдоль магнитных силовых линий.

Магнитное поле Земли в каждой точке характеризуется вектором напряженности Т измеряемой в эрстедах.

Угол между горизонтальной плоскостью и вектором Т называется магнитным наклонением и обозначается буквой θ.

Угол между географическим меридианом и проекцией вектора Т на горизонтальную плоскость называется магнитным склонением Δ_М.

θ и Δ_М измеряются в градусах.

Рис. 2. Элементы земного магнетизма

Полная напряженность магнитного поля может быть разложена на составляющие: вертикальную Z, направленную к центру Земли, и горизонтальную H, расположенную в плоскости истинного горизонта (Рис. 2).

H = T cosθ,

Z = T sinθ

Сила Н направлена по горизонту вдоль меридиана и является единственной силой, удерживающей магнитную стрелку в направлении магнитного меридиана.

С увеличением широты места вертикальная составляющая Z. изменяется от нуля (на экваторе) до максимального значения (на полюсе), а горизонтальная составляющая Н соответственно изменяется от максимального значения до нуля. Поэтому в полярных районах магнитные компасы работают неустойчиво, что ограничивает, а порой и исключает их применение.

Вывод: магнитное поле Земли в каждой точке характеризуется вектором напряженности Т измеряемой в эрстедах, наклонением  и склонением Δ_М которые измеряются в градусах. Полная напряженность магнитного поля может быть разложена на составляющие: вертикальную Z (направленную к центру Земли), и горизонтальную H (расположенную в плоскости истинного горизонта).

Методы измерения курса смотри в вопросе 64.

66. Магнитные и гироскопические датчики курса (гирополукомпасы). Погрешности измерителей курса и способы их устранения.

Магнитный компас

В настоящее время магнитные компасы являются не основными навигационными приборами, однако благодаря одному очень важному достоинству - автономности до сих пор используются в авиации в качестве резервных курсовых приборов.

Современный магнитный компас - это устройство, не требующее никакого электрического питания, имеет весьма небольшие размеры, масса не превышает 200 г.

Рис. 1. Кинематическая схема магнитного компаса:1—девиационный прибор;

2—корпус; 3—картушка; 4—индекс; 5—поплавок; 6—магниты; 7—подпятник

Рассмотрим принцип работы авиационного магнитного компаса.

Компас (рис. 1) представляет собой пластмассовый сосуд 2 шарообразной формы, внутри которого находятся два постоянных магнита с одинаково направленными полюсами. Магниты крепятся к поплавку 5, имеющему картушку (шкала) 3, и опираются на подпятник 7, представляющий собой подшипник. Подшипник крепится к корпусу с помощью пружины.

Вертикальный неподвижный индекс 4 служит для отсчета показаний по шкале.

Корпус прибора заполняется вязкой прозрачной жидкостью (лигроином), удельный вес которой подбирается таким образом, чтобы вся подвижная система компаса обладала небольшой отрицательной плавучестью и оказывала минимальное давление на подшипник, уменьшая момент трения в нем. Кроме того, жидкость выполняет роль демпфирующей среды.

Устройство 1 предназначено для устранения девиации компаса (разницы между северным направлением магнитного и компасного меридианов) при помощи дополнительных компенсационных магнитов.

Для учёта погрешностей в показаниях (остаточная девиация) к компасу приложена поправочная таблица, которая закладывается в кассету, закреплённую на профиле остекления кабины пилотов.

Магнитная система компаса, взаимодействуя с магнитным полем Земли, стремится занять направление, параллельное вектору Нт магнитного поля Земли.

Поскольку магнитный компас должен определять направление горизонтальной составляющей Н магнитного поля Земли и его картушка не должна иметь наклонов, то «южный» конец картушки делают тяжелее.

В результате создается момент, компенсирующий в какой-то степени момент, действующий от вертикальной составляющей магнитного поля Земли Z.

Естественно, что таким способом можно компенсировать действие вертикальной составляющей Z далеко не полностью и, например, для северного полушария Земли. В южных широтах компас с утяжеленным «южным» концом картушки будет иметь тенденцию к наклону.

Картушка компаса успокаивается дольше, но зато она меньше подвержена колебаниям, поэтому и ошибка при рысканиях самолета должна быть меньше.

За счет сильных демпфирующих свойств показания компаса при рыскании самолета будут устойчивее.

В то же время при разворотах самолета истинное значение компасного магнитного курса, индицируемое компасом, будет запаздывать по отношению к развороту самолета.

Соотношение между вращающим моментом и моментом демпфирования, выбирают таким образом, чтобы система не обладала большой колебательностью (отсчет показаний компаса будет неудобным) и время прихода к установившемуся значению было минимальным (не запаздывало значительно).

Работает при кренах до 17⁰, собственная девиация до 2,5⁰.

Компасам с подвижными магнитами свойственны большие погрешности из-за трения в опорах магнитной системы, кроме того при разворотах возникают погрешности увлечения, поскольку начинающая вращаться при этом жидкость отклоняет ось магнита от вектора Н.

Индукционный датчик

От указанных погрешностей свободны индукционные датчики магнитного курса.

Чувствительный элемент индукционного датчика представляет собой два пермалоевых сердечника с первичными обмотками, включенными встречно.

Обмотки намотаны таким образом, что магнитные потоки в первом и во втором стержнях в каждый момент равны по величине и противоположны по направлению. Следовательно, в каждый момент времени суммарный магнитный поток от двух первичных обмоток равен нулю, и он не может индуцировать ЭДС во вторичной обмотке, охватывающей оба стержня.

Суммарная напряжённость в сердечнике складывается из напряжённости, создаваемой ампер-витками первичной обмотки (первой или второй) и проекцией горизонтальной составляющей магнитного поля Земли Н на ось сердечника, т.е. Нcosα.

Если Нcosα = 0, то графики противоположных по знаку индукций В1(t) и B2(t) в сердечниках симметричны, поэтому суммарные индукции равны нулю и эдс в сигнальной обмотке не возникает.

При Нcosα ≠ 0 кривые В1(t) и B2(t) вследствии дополнительного намагничивания полем Земли изменяются так, что возникают суммарные переменные по времени индукции В∑ и следовательно ЭДС.

Величина выходного напряжения зависит от направления горизонтальной составляющей магнитного поля Земли относительно магнитного зонда.

Кроме того величина горизонтальной составляющей магнитного поля Земли зависит от географической широты места, поэтому в курсовых системах применяют компенсационный способ измерения, не зависящий от величины напряженности магнитного поля Земли и определяющий только его направление.

На рис. 2 представлена электрическая схема такого измерителя.

Рис. 2. Электрическая схема получения магнитного курса с помощью

индукционного датчика

Вместо одного магнитного зонда в схеме используются три расположенные в пространстве относительно друг друга под углом 120°. Датчики расположены на общем основании в двухстепенном кардановом подвесе благодаря нижней маятниковости удерживающейся в горизонтальном положении.

Вторичные обмотки включены по схеме треугольника, вершины которого соединяются с тремя статорными обмотками сельсина-приемника М.2.

Сельсин-приемник расположен в специальном блоке, называемом коррекционным механизмом (КМ). Первичные обмотки магнитного зонда питаются током с напряжением 1,7 В и частотой 400 Гц.

Магнитное поле Земли будет наводить в зондах датчика ЭДС в соответствии с их пространственной ориентацией. Поэтому потенциалы на статорных обмотках сельсина зависят от направления горизонтальной составляющей магнитного поля Земли.

Результирующее магнитное поле, создаваемое статорными обмотками сельсина, будет соответствовать направлению горизонтальной составляющей магнитного поля Земли.

С роторной обмотки сельсина М2 сигнал поступает на усилитель, а с него - на двигатель M1, поворачивающий роторную обмотку в положение, при котором напряжение на ней равно нулю.

Таким образом, рассмотренная схема следящей системы ИД-КМ преобразует сигнал, поступающий с индукционного датчика ИД, в угол поворота ротора двигателя, пропорциональный магнитному курсу.

Рис. 3. Конструкция индукционного датчика ИД: 1-винт; 2-крышка;3-девиационный прибор; 4-прокладка; 5-поплавок; 6-основание; 7-наружное кольцо; 8-корпус; 9-катушка первичной обмотки; 10-чашка; 11-платформа; 12-груз; 13-сердечник; 14- катушка сигнальной (вторичной) обмотки; 15-карданов подвес; 16 -штепсельный разъем

В индукционном датчике (рис. 3) магнитные зонды с жестко связанным с ними поплавком 5 помещаются в кардановом подвесе 15 корпуса прибора 8, заполненного жидкостью (лигроин и масло МВП). Жидкость, поплавок и карданов подвес обеспечивают примерную горизонтальность магнитных зондов при кренах самолета, уменьшая ошибки от вертикальной составляющей магнитного поля Земли.

Для компенсации полукруговой девиации служит девиационный прибор 3, расположенный на крышке 2 датчика.

Следует отметить, что индукционный датчик — более совершенный магнитный измеритель, чем КИ-13, поскольку он обладает большей чувствительностью, в нем отсутствуют ошибки от увлечения и застоя, а вместе с коррекционным механизмом имеется возможность устранения четвертной магнитной девиации.

Гирополукомпасы

Магнитными компасами при эволюциях ЛА пользоваться практически невозможно вследствие больших погрешностей. Поэтому курс летательного аппарата в процессе эволюций и неустановившихся режимов определяется с помощью гирополукомпасов.

Рис. 4. Электрокинематическая схема гирополукомпаса

1 – кожух; 2 – ротор; 3 – жидкостный маятник; 4 – потенциометр; 5 – диск; 6,7 – электродвигатели.

Гирополукомпас представляет собой гироскоп с тремя степенями свободы. Вследствие вращения Земли гироскоп будет «уходить» в горизонтальной плоскости со скоростью

_г=_зsinφ,

где _з - угловая скорость вращения Земли;

φ - географическая широта места, где расположен гирополукомпас.

Если с помощью специального корректирующего устройства воздействовать на гироскоп так, чтобы его угловая скорость прецессии была равна по величине угловой скорости ухода _г и противоположна ей по знаку, то ось гироскопа будет неподвижна относительно поверхности Земли.

Курс, показываемый гирополукомпасом, представляет собой отклонение продольной оси летательного аппарата от первоначальной ортодромии, т. е. ортодромический курс.

Ротор гироскопа приводится во вращение со скоростью до 22 000 об/мин асинхронным трехфазным электродвигателем, питаемым напряжением 36 В частотой 400 Гц. Кожух 1 гироскопа является его внутренней рамкой.

На оси внешней рамки гироскопа закреплен потенциометр 4. С его трех щеток, расположенных под углами 120° друг к другу и закрепленных на диске 5, напряжение подводится к щеткам потенциометра П указателя. Две диаметрально противоположные отпайки его включены на вход усилителя У, который может располагаться отдельным блоком вне корпуса указателя.

При изменении курса самолета ось х гироскопа и, следовательно, потенциометр 4 своего положения в горизонтальной плоскости не изменяют; щетки потенциометра поворачиваются вместе с корпусом гироагрегата, т. е. с самолетом. Это вызывает изменение распределения потенциалов на щетках потенциометра П указателя и, следовательно, появление напряжения на входе усилителя У.

Усиленное напряжение подводится к электродвигателю ЭД, который перемещает шкалу Ш указателя и щетки потенциометра П до тех пор, пока напряжение на выходе этого потенциометра не станет равным нулю.

Поскольку при включении гирополукомпаса его ось х может занимать любое произвольное положение в горизонтальной плоскости, то для начальной установки шкалы указателя на необходимое значение курса в гироагрегаге имеется электродвигатель 6. При его включении щетки потенциометра 4 и, следовательно, шкала указателя будут вращаться до тех пор, пока электродвигатель не будет выключен. Управление электродвигателем осуществляется или членом экипажа, или же автоматически от магнитного компаса.

Для того чтобы ось ротора гироскопа всегда располагалась в горизонтальной плоскости, на кожухе закрепляется жидкостный маятник (медный сосуд с токопроводящеё жидкостью и пузырьком.)

При отклонении оси ротора от горизонтальной плоскости маятник выдает сигнал в коррекционный электродвигатель, ротор которого закреплен на оси внешней рамки гироскопа. Электродвигатель создает момент вращения относительно этой оси, обеспечивая прецессию оси х к горизонтальной плоскости.

Для устранения ухода гироскопа вследствие вращения Земли необходимо создать вращающий момент относительно его оси z, который обеспечит прецессию гироскопа относительно вертикальной оси со скоростью _г=_зsinφ. В некоторых гирополукомпасах этот момент создается или специальным балансировочным грузиком, закрепляемым на корпусе гироскопа (ГИК-1 – курсовая система), или моментным электродвигателем, закрепляемым на внешней рамке гироскопа и воздействующим на ось z. На электродвигатель с помощью специального широтного потенциометра подается напряжение, пропорциональное составляющей скорости вращения Земли.

Использование балансировочного грузика обеспечивает устранение погрешности гирополукомпаса только на той широте местонахождения самолета, для которой произведена балансировка. При изменении широты места появляется погрешность, определяемая вращением Земли. В этом отношении более удобна компенсация вращения Земли с помощью моментного электродвигателя, так как с изменением широты места поворотом ручки широтного потенциометра можно изменить соответствующим образом и момент, прикладываемый к оси z гироскопа.

Вывод:

Компасам с подвижными магнитами свойственны большие погрешности из-за трения в опорах магнитной системы, кроме того при разворотах возникают погрешности увлечения, поскольку начинающая вращаться при этом жидкость отклоняет ось магнита от вектора Н.

От указанных погрешностей свободны индукционные датчики магнитного курса.

Гироскопические датчики курса (курсовые гироскопы или гирополукомпасы) применяются как самостоятельные курсовые приборы, а также служат гироскопическими датчиками курса в курсовых системах и курсовертикалях, в том числе инерциальных.

Погрешности измерителей курса и способы их устранения.

Как магнитному так и индукционному датчикам свойственны магнитная девиация, поворотная и креновая погрешности.

Магнитному датчику кроме того характерна погрешность от увлечения при разворотах

Ошибка, обусловленная влиянием собственного магнитного поля самолета, называется магнитной девиацией.

Магнитная девиация обусловленна магнитным полем ЛА, создаваемым ферромагнитными массами, а также токами элементов оборудования.

Различают девиацию трех видов: постоянную, полукруговую и четвертную.

Постоянная девиация определяется главным образом неточной установкой компаса на самолете. Устраняется поворотом корпуса датчика.

Полукруговая представляет собой девиацию, вызванную:

1) твердым в магнитном отношении железом, т. е. железом, которое, будучи однажды намагниченным, сохраняет постоянными свои магнитные свойства;

2) постоянными магнитными полями от различных электрических источников, не меняющих свои направления при повороте самолета.

Эта девиация дважды за оборот (360°) принимает максимальное значение и обращается в нуль, т.е. полукруговая девиация.

Четвертная девиация вызывается переменным магнитным полем самолета.

Зависимость девиации от магнитного курса самолета в горизонтальном полете без ускорений выражается приближенной формулой:

Dк=А+В sinМК+С соsМК+D sin2МК+cosЕ cosМК,

где А - постоянная девиация;

B и С - приближенные коэффициенты полукруговой девиации;

D и Е - приближенные коэффициенты четвертной девиации.

Постоянная девиация вместе с установочной ошибкой устраняется поворотом датчика дистанционного компаса и поворотом корпуса совмещенного компаса.

Полукруговая девиация компенсируется на четырех основных курсах (0°, 90°, 180° и 270°) с помощью магнитного девиационного прибора, установленного на корпусе компаса (индукционного датчика).

С помощью магнитов, помещенных в девиационном приборе в непосредственной близости к чувствительному элементу компаса, создаются силы, равные по величине и обратные по направлению тем силам, которые вызывают полукруговую девиацию (В' и С').

Девиация магнитного компаса типа КИ-13 устраняется девиационным прибором, представляющим собой устройство с двумя постоянными магнитами, взаимное положение которых изменяется как относительно друг друга, так и относительно магнитной системы компаса. Поворачивая валики, меняют результирующее магнитное поле магнитов и тем самым компенсируют магнитное поле самолета. Девиационный прибор позволяет устранить полукруговую девиацию, после чего снимается график остаточной, т. е. не устраненной девиации. Этим графиком экипаж пользуется в полете для внесения поправок в показания компаса.

Четвертная девиация (достаточно мала) вместе с инструментальными ошибками в дистанционных компасах (ГИК-1) компенсируется с помощью механического компенсатора девиации лекального типа.

Компенсация девиации производится за счёт регулировки формы лекала, по которому скользит ролик управляющий контактной группой потенциометра курса.

В совмещенных магнитных компасах четвертная девиация не устраняется, ее величина определяется на восьми курсах (0°, 45°, 90°, 135°, 180°, 225°, 270° и 315°) и по найденным значениям составляются графики остаточной девиации.

Девиация магнитного компаса определяется экспериментально при выполнении девиационных работ.

Магнитная девиация на летательных аппаратах устраняется на горизонтальных площадках, удаленных не менее чем на 100 м от стоянок самолетов, аэродромных сооружений, бетонированных взлетно-посадочных полос, армированных железом, электрических сетей и т. д.

Устранение девиации должно проводиться при включенном электрорадиооборудовании, которое в полете большую часть времени работает. Самолет разворачивается на соответствующий магнитный курс, контролируемый специальным девиационным пеленгатором, устройством, позволяющим точно установить самолет на заданный магнитный курс.

Девиация определяется как разность между магнитным и компасным курсом.

Поворотная погрешность. При виражах самолета картушка компаса подвергается влиянию не только горизонтальной, но и вертикальной составляющей силы земного магнетизма.

Движение картушки зависит от магнитного наклонения и угла крена и настолько энергично, что пользование компасом почти невозможно.

Наиболее резко эта ошибка проявляется на северных курсах, поэтому она называется северной.

Практически поворотная девиация учитывается следующим образом. При разворотах на северных курсах самолет выводят из виража, не доходя заданного курса на 30°, а на южных - пройдя 30° по показаниям магнитного компаса. Затем мелкими доворотами выводят самолет на заданный курс.

Если развороты выполнять на курсах, близких к 90 или 270°, самолет надо выводить из виража на заданном курсе, так как поворотная девиация на этих курсах равна 0.

Креновая девиация. Дополнительная девиация, возникающая при кренах самолета, наборе высоты или снижении в результате изменения положения деталей самолета, обладающих магнитными свойствами, относительно магнитной системы компаса.

При поперечных кренах максимальная девиация на курсах 0 и 180°,

минимальная - на 90 и 270°.

При продольных кренах на курсах 0 и 180° она равна нулю,

максимальное значение на курсах 90 и 270°.

Наибольшего значения креновая девиация достигает при продольных кренах (набор высоты и снижение).

Самолетные компасы не имеют специальных устройств для устранения креновой девиации. При длительном наборе высоты (снижении) на магнитных курсах, близких к 90° (270°) определение и выдерживание курса должно выполняться при помощи гирополукомпаса или астрокомпаса.

Вывод: учитывая полученные зависимости для ошибки курсовой системы, можно сделать следующее заключение.

1. Короткопериодические (быстроменяющиеся) погрешности магнитного датчика или астрокомпаса курсовой системы подавляются и на указатель практически не пропускаются.

2. Медленноменяющиеся погрешности курсового гироскопа (уход в азимуте) на точности выходного курса не сказываются.

3. Постоянные погрешности, такие, как девиационные, схемой курсовой системы не компенсируются, поэтому их нужно уменьшать другими способами.

Периодические быстроменяющиеся погрешности курсового гироскопа схемой курсовой системы не уничтожаются и для их компенсации нужно принимать особые меры.