Структурна схема.

Принцип і взаємозв’язок елементів системи найбільш добре видно при розгляді структурної схеми системи, запропонованій на рис.4 для ТКС-П і на рис.5 для ТКС-П2. Структурна схема курсової системи ТКС основана на використання двох однакових незалежних один від одного кусових гіроскопів (гідроагрегатів ГА-3), працюючих одночасно в режимі ГПК. Показання курса кожного з гіроскопів можуть бути скориговані також незалежно один від одного, використовуючи режим корекції системи.

Структурна схема ткс-п

Один із гіроскопів (див. рис.4) називається основним. Він видає сигнал курса всім споживачам і на покажчик (основний) штурмана УШ-3 індицюючий значення поточного курса літака.

Другий гіроскоп при нормальному режимі роботи систем вільний від зовнішніх споживачів курса і називається «контрольним». Он видай от курс на контрольний покажчик штурмана КУШ-1.

Таким чином, покази курса, витриманого основним і контрольним гіроскопами, індикуються на незалежних один від одного покажчиках штурмана.

Для такої побудови схеми треба зробити наступне. Перед польотом на Землі , обидва гіроскопа виставляють на одне і те саме вихідне значення гіроскопічного курса, яке, в нашому випадку, може не співпадати з істинним (магнітним) курсом літака. Ця операція (початкова виставка) забезпечує прив’язку гіроскопічного курса до магнітного (істинному) меридіана, який визначає магнітним (істинним) путьовим кутом ортодромії МПУо (ИПУо), відраховуємо від меридіана якщо вибрано направлення ортодромії співпадаючим з направленням меридіана в місці вильоту дорівнює , то МПУ при виставці курсової системи дорівнює 0. Різниця істинних путьових кутів ортодромії довготи польоту дорівнює куту збіжності меридіанів .

Як правило робити виставку гідроагрегатів істинного (початкового) меридіана місце виставки. Коли при русі по зворотній ортодромії повинен дотримуватися ортодромічний курс (при відсутності зносу), численна рівна

Рис.4. структурна схема курсової системи ТКС-П:

ИД – індукційний датчик; КМ-5 – корегуючий механізм; ГА-3 – гіроагрегат; УШ-3 – контрольний покажчик штурману; ЗК-4 – задатчик курсу; АРК – радіокомпас; ЦВГ – центральна гіровертикаль; ПУ-11 – пільт управління; АК – астрокомпас; НВ – навігаційний обчислювач; БП-5 – блок пеленгів; ИС – вимірювач кутів зносу; ΔМ – схилення; γ – сигнал кута крену; К – курс; ИК – істинний курс; МК – магнітний курс; Ω – кутова швидкість обертання Землі; φ – широта місця; УС – кут зносу; ГМК – гіромагнітний курс; КУР – курсовий кут радіостанції; ЗПУ – заданий шляховий кут.

ΔМо (МПУо). В такому випадку значення ортодромічного курса відрізняється від істинного курса ІК літака на величину ε. Значення вимірювальної в польоті різниці ОК і ІК із розрахунковою величиною ε дозволяє контролювати точність гіроскопічного курса.

Виставку курсової системи можна здійснити використовуючи корекції агрегатів.

Системи корекції виконана так, що в кожен момент може бути використаний лише один вид корекції, накладається основний чи контрольний агрегат. При цьому інший корегуючий агрегат , працює в режимі ГПК. Управле6ніє корекцією здійснюється з пульта управління системи.

1.Магнітну корекцію здійснюють по сигналу функціонального магнітного датчика ІД-3 через корегуючий механізм КМ-5, в який вводиться виправлення на магнітний путьовий кут ортодромії. Точність магнітної корекції 1°, при умові що магнітна девіація усунена.

2.Астрокорекція, призначена для корекції гідроагрегатів по сигналам від астродатчика, а також для наземної виставки гіроскопів, використовуючи за датчик курсу ЗК-4. інструментальна точність корекції цього каналу складає 8 кутових хвилин. Загальна точність виставки курса залежить від точності визначення курса літака на землі.

3.Для виставки системи можна використовувати також роботу системи в режимі «курсозадатчика». Цей режим забезпечує можливість примусової виставки значення заданого курса на іншому гідроагрегаті. Швидкість вимірювання курса лллл складає 2-3°/сек при точності установки необхідний курс 0,5°.

Після виставки основного і контрольного гідроагрегатів на показниках системи встановлюються однакові покази курса. В польоті розбіжність показів курса покажчик штурмана УШ-3 та КУШ-1 на величину більш 1° за годину означає (при рівномірному польоті),що гіроскопи системи працюють з підвищеними уходами.

Для повірки точності (дрейфа) гіроскопів системи необхідно визначити похибку гіроскопічного курса кожного гідроагрегата. Цю операцію проводять по контрольному покажчику штурмана, який крім стрілки ортодромічного курса має ще одну стрілку , яка показує в залежності від положення покажчика,гіромагнітний курс чи курс астрокомпаса. Ця стрілка може вказувати також пеленг радіостанції (по сигналам АРК).

Порівняння показів стрілки ортодромічного (гіроскопічного) курса з приведеним гіромагнітним (стрілка «1» покажчик КУШ-1) треба виконати вводячи в КМ-5 необхідну величину магнітного путового кута ортодромії, а в порівнянні з астрокурсом треба робити коли астрокомпас визначає курс в ортодромічній системі координат.

Розбіжність ортодмічного курса з показами стрілки «1» вказує, що такий агрегат, основного чи контрольного має підвищену похибку в вимірюваннях курса і потребує в корекції. Це порівняння дозволяє вибрати найбільш потрібний режим корекції (МК або АК) . Але включить корекцію рекомендується лише узгодженості більш 1-2° з астродатчика і 2-3° з магнітним датчиком.

Схема побудована так, що всі операції по визначення похибки курса не зв’язані з втручанням в сигнал ортодромічного курса основного чи контрольного гідроагрегатів, що включає як вплив цієї операції на споживачів курса (особливо автопілот), так і небезпека зміни першопочаткового виставлене значення курсу. Лише після того, як штурман повністю впевнений в необхідності корекції, треба ввести корекцію курса в той або інший гіроагрегат. При цьому правка вводиться автоматично (перемикачем режимів роботи на пульті управління) з малою швидкістю, без натискання на кнопку узгодження.

Наявність двох незалежних гіроагрегатів дозволяє також виконати резервні системи.

Наприклад, якщо знаходиться надмірна помилка (більш 2-5°/год) від відхилення гіроскопа основного гідроагрегата, який може бути викликаний якою-небудь несправністю гіроскопа, то основний гіроскоп не корегується, а споживачі і основний покажчик штурмана переключається на гіроагрегат.

При цьому контрольний укажчик штурмана переключається на основний агрегат. Система в такому випадку працює, як одноканальна, але стрілка «1» контрольного покажчика так само, але перемикач КУШ-1 встановлений на положення «МК», показує значення гіромагнітного курса.

Рис.7. Пояснення до параметрів, індикуючий по покажчику УШ-3:

ОК – ортодромічний курс; ФПУ – фактичний шляховий кут; ЗПУ – заданий шляховий кут; УС – кут зносу; ИК – істинний курс; ИПУ₀^н –початковий шляховий кут ортодромії; ИПУ₀ - істинний курс ортодромії УД – кут довороту.

На покажчику штурмана УШ-3, окрім сигналу гіроскопічного курса, надходять сигнали заданого шляхового кута ЗПУ чи заданого курса ЗК від навігаційного обчислювача НО і кута зносу КЗ від вимірювача кута зносу. При цьому покажчик індикується значення заданого шляхового кута ЗШК (ЗК), гіроскопічного курса К, поточного (фактичного) шляхового кута ФШК і кута зносу УЗ як різниці між значеннями поточного шляхового кута і курса.

На рис.7 приведені пояснення параметрів, індукованих на УШ-3. При відліку курса від початкового меридіана і при відліку курса довільно вибраній ортодромії, положення яке відносно меридіана визначається значенням шляхового кута ортодромії, різниця між ЗШК і ФШУ кути доводу до руху літака по лінії заданого шляху.

Примітка. Ортодромія, використана для відліку курса, може не співпадати з ортодромією, використаних для обчислення ортодмічних координат місця літака.

Курсова система ТКС, аналогічно системам типам КС, має зв'язок з центральної літаковою гіровертикаллю ЦГВ по каналу крена, забезпечує стабілізацію гіроскопів по крену в плоскості горизонту.

Введення широтного виправлення на гіроскопи ТКС (на вертикальну складову швидкості обертання Землі), називається широтною корекцією, може здійснюватися автоматично, так і в вручну.

Рис. 8. Графік похибок гірополукомпасу від неточного вводу широти місця

- широти місця; - похибка вводу широти; - похибка від не точного вводу широти ;

На рис.8 приведений графік, показує величини додаткових похибок системи при визначенні ортодромічного курса за годину польоту в режимі ГПК при неточному вводі широти місця (з похибкою 0,5°,1° і т.д.) в систему широтної корекції.

Розрахунок показує, що для того ,щоб додаткова похибка була не більш 0,1° за годину польоту при сучасних швидкостях літака необхідно широтне виправлення вводять з інтервалом не більш ±0,25°, тобто через кожні 3-4 хвилини польоту, що практично може бути здійснено тільки автоматично.

Формування ручного вводу сигналу, пропорційно величині Ω_зsinφ, виробляється на пульті управління системи, проводиться з пульта управління, а для автоматичного – в спеціальному блоці, який входить до складу бортового обчислювача.

Індукційний датчик ІД-3 забезпечується корегуючий механізм КМ-5 сигналом магнітного курса.

З корегуючого механізму знімаються значення магнітного курса для корекції гіроскопа і формування гіромагнітного курса в КУШ (чи істинного курса при введенні магнітного відмінювавння)

При вводі МПУо (ІПУо) чи величини ε КМ-5 видає значення ортодромічного курса.