Оглавление

1. НАЗНАЧЕНИЕ И ПРИНЦИП ДЕЙСТВИЯ ГИРОПОЛУКОМПАСА ……...3

2. КОНСТРУКЦИЯ…………………………………………………………..........4

2.1. ГИДРОМОТОР ………………………………………………………………5

2.2. МЕЖРАМОЧНАЯ КОРРЕКЦИЯ …………………………………………...6

2.3. АРРЕТИРУЮЩИЙ МЕХАНИЗМ ………………………………………...11

3. ОБЩИЙ ВИД ПРИБОРА…………………………………………………......12

4. ЭЛЕКТРИЧЕСКАЯ СХЕМА…………………………………………………13

5. ОСНОВНЫЕ ТЕХНИЧЕСКИЕ ХАРАКТЕРИСТИКИ ПРИБОРА…………13

6. ОПИСАНИЕ УСТАНОВКИ …………………………………………………14

7. ПОРЯДОК ПРОВЕРКИ И ИСПЫТАНИЙ ГПК…………………….............14

8. УКАЗАНИЯ К СОСТАВЛЕНИЮ ОТЧЕТА………………………………...17

9. КОНТРОЛЬНЫЕ ВОПРОСЫ К АНАЛИЗУ ……………………..................17

ЛИТЕРАТУРА……………………………………………………………............18

1. Назначение и принцип действия гирополукомпаса

Гирополукомпас предназначен для вождения самолета по заданному курсу и для выполнения разворотов.

Принцип действия гирополукомпаса основан на использовании свойств гироскопа с тремя степенями свободы сохранять направление оси собственного вращения в пространстве неизменным.

Чувствительным элементом прибора является трехстепенный астатический гироскоп, главная ось которого в нормальном положении горизонтальна (рис. 1). Направляющий момент, который стремился бы привести ось ротора в плоскость меридиана, здесь отсутствует. Поэтому ротор полукомпаса сохраняет ориентацию своей оси по отношению к плоскости меридиана лишь в течение ограниченного периода времени, порядка 10-15 мин. После этого (в связи с тем, что прибор все более сбивается от первоначального направления под влиянием трения в подшипниках при колебаниях ЛА, за счёт вращения Земли и т.д.) его показания нужно проверить, сличив с магнитным компасом или радиокомпасом. Для снятия показаний прибора, обычно, на наружную рамку гироскопа насаживается обод с градусными делениями, представляющий собой картушку гирополукомпаса.

Схема, поясняющая отсчет показаний прибора, приведена на рис. 2.

Если в положении I ось симметрии самолета перпендикулярна оси ротора, то отметка картушки-90° совпадает с курсовой чертой, нанесенной на лицевой стороне корпуса прибора. В положении II самолет изменит курс на некоторый угол по часовой стрелке. Так как гироскоп стремится сохранять неизменным положение оси собственного вращения, то поворот самолета не изменит положения оси ротора гироскопа. Следовательно, угол между осью симметрии самолета и осью ротора гироскопа изменится, а поэтому изменится отсчет и по прибору.

Разность между прежним и новым отсчетом определяет величину изменения угла курса.

Рисунок 1 - Установка гироскопа на самолёте

2. Конструкция

В данной работе в качестве исследуемого прибора взят гирополукомпас ГПК-48.

Чувствительным элементом гирополукомпаса ГПК-48 является трехступенный гироскоп, подвешенный в кардановом подвесе. Ось собственного вращения гироскопа находится в горизонтальной плоскости (рис. 1).

Для уменьшения влияния вредных моментов на показания прибора в конструкции предусмотрена межрамочная коррекция, устанавливающая ось ротора гироскопа в положение, перпендикулярное оси вращения наружной рамки карданного подвеса.

Чувствительным элементом межрамочной коррекции является корректор-переключатель, исполнительным элементом - мотор-корректор. Для установки прибора на заданный курс в приборе предусмотрено арретирующее устройство.