11 Магнитный индукционный компас.

Недостатки магнитного компаса с вращающимся чувствительным элементом не позволяет с высокой точностью определить КС. В связи с этим в авиации используется индукционный компас, в котором отсутствует вращающийся чувствительный элемент. Значение КС выдается в виде электрического сигнала, который возможно передавать на большие расстояния. Следовательно, сам датчик возможно разместить в тех частях самолета, где его магнитное поле минимальное.

В качестве чувствительного элемента компаса используется электромагнитный зонд, состоящий из 2-х пермаллоидовых стержней, имеющих высокую магнитную проницаемость.

Каждый из стержней имеет первичную обмотку в то время, как оба стержня окружены вторичной обмоткой. Первичная обмотка питается переменным током и вызывает переменную магнитную проницаемость стержней. Т.к. эти стержни находятся в магнитном поле Земли, то оно (магнитное поле Земли) создает в стержнях переменные магнитные потоки, которые в свою очередь индуцируют переменное напряжение во вторичной обмотке зонда.

Это напряжение прямо пропорционально магнитной проницаемости стержней и cos КС.

т.к. согласно формуле КС однозначно может быть определен с помощью одного зонда только от 0 до 90˚, то в практике применяют 3 зонда, расположенных относительно друг друга под углом 60˚.

Для устранения этого недостатка вторичные обмотки 3-х зондов соединяют в систему «звезда», концы которой выходят на стартовую обмотку сельсина. Каждый из 3-х зондов создает ЭДС(электродвижущую силу), зависящую от его положения в магнитном поле Земли. В статорной обмотке сельсина они суммируются и создают магнитное поле, вектор которого параллелен вектору магнитного поля Земли. Ротор сельсина всегда поворачивается таким образом, чтобы занять полодение, параллельное этому вектору. Т.о. определяется КС. Точность компаса ±0.2˚

12 Основные свойства 3-х степенного гироскопа.

Под гироскопом понимают массивное, быстровращающееся вокруг своей оси симметрии тело. В зависимости от подвески, в которой вращается гироскоп, различают 2-х степенные и 3-х степенные гироскопы. Все 3 оси вращения гироскопа должны пересекаться в одной точке, совпадающей с центром масс гироскопа. Такой гироскоп называется астатическим.

3-х степенной гироскоп обладает 2-мя основными свойствами:

1)гироскоп сохраняет собственную ось вращения в инерциальном пространстве при отсутствии внешних сил.

2)свойство прецессии (вынужденное вращение): если к гироскопу приложена внешняя сила, то гироскоп прецессирует, стремясь совместить вектор вынужденного вращения с вектором собственного вращения.

Вектор собственного углового вращения направлен вдоль оси вращения таким образом, что если смотреть с конца вектора, то вращение осуществляется против хода часовой стрелки.

13 «Уход» гироскопа, установленного на самолете за счет вращения Земли и путевой скорости.

Искажения показания гироскопа = «уход»

Для установления искажений показаний гироскопа за счет углового вращения Земли и путевой скорости самолета необходимо найти угловые скорости вращения гироскопа вокруг собственных осей ох и оу, вызванные влиянием этих составляющих.

Для этого необходимо найти проекции векторов углового вращения на оси гироскопа. Введем 2 системы координат:

ox’y’z’ – географическая система координат

oy’ – направление вдоль местной вертикали к радиусу R.

ox’ – касательная в точке о к параллели точки о и направлена на восток

oz’ – вдоль меридиана на север

oxyz – система координат гироскопа

oz – направление вдоль продольной оси самолета и являющаяся соственной осью вращения гироскопа.

oy – совпадает с местной вертикалью и осью oy географической системы

Самолет находится в точке О с путевой скоростью w и курсом ψ.

w – вектор путевой скорости

–вектор угловой скорости вращения Земли

Для нахождения вектора , перенесем его в точку О.

() – широта точки О.

1.

Для установления влияния w на показания гироскопа, найдем его проекцию w_E и w_N на ось ox’ и oz’.

2.w_E=wsinψ

w_N=wcosφ

Для установления угловых скоростей самолета по параллели и меридиану разделим скорости w на радиус параллели и радиус меридиана.

3.

Направление векторов ω_E и ω_N установленное по правилу правой руки будет следующим: w_E параллелен вектору вращения земли ω_з, а w_N перпендикулярен плоскости меридиана и направленный в противоположную сторону оси ox’.

• для установления углового вращения, вызванного вектором w_E необходимо его значение из формулы 3 подставить в формулу 1 вместо вектора .

4.

5.

Для установления общего влияния векторов и w суммируем угловые скорости по осям х и у

6.

Формулы 6 показывают «уход» гироскопа (вращение) вокруг своей оси ох и оу при полете со скоростью w и курсом ψ.

Для устранения вращения ω_x в практике на ось oz гироскопа устанавливают электролитический уровень, который с высокой точностью фиксирует в виде электрического сигнала отклонение оси от горизонта. Эти сигналы поступают на разгрузочный электродвигатель, размещенный на оси ох, который пропорционально величине сигнала удерживает oz в горизонтальном положении. Вращение , вызванное вращением, компенсируется с помощью широтного корректора по известными φ.

Второе составляющее формулы 6 (), техническими устройствами компенсировать нельзя, но оказывается, эта величина автоматически компенсируется, если самолет перемещается по ортодромии.