- •«Санкт-петербургский государственный университет аэрокосмического приборостроения»
- •1. Общие методы об измерении магнитного курса летательного аппарата
- •1. Назначение курсовых приборов и систем
- •2. Курсовые приборы
- •Погрешности магнитных компасов.
- •4. Курсовые системы
- •2. Назначение
- •3. Комплектация
- •4. Технические данные
- •5. Принцип действия
- •6. Блок схема
- •Проверка работоспособности
- •1. Проверка ухода гироскопа га-8
- •2. Проверка скорости согласования
- •3. Проверка в режиме «зк»
- •4. Имитация отключения коррекции
- •5. Имитация отказа курсовой системы
- •Определение и устранение девиации
- •Устранение установочной ошибки ид-6.
- •2. Устранение полукруговой девиации
- •3. Устранение четверной девиации
- •Контрольные вопросы
5. Принцип действия
В курсовой системе Гребень используется принцип совместной работы гироскопа направления с каким-либо датчиком курса (корректором). Это принцип заключается в том, что такой датчик (корректор) определяет курс самолета (вертолета) относительно магнитного или истинного меридиана и выдает его для коррекции сигналов курса, снимаемых с гироагрегата.
В зависимости от решаемых задач и условий полета система может работать в одном из следующих режимов:
-
начальной выставки или задатчика курса;
-
гирополукомпаса;
-
астрокоррекции;
-
магнитной коррекции;
Переключение между режимами осуществляется с помощью пульта управления.
Основным режимом работы курсовой системы является режим гирополукомпаса с начальным согласованием перед взлетом сигналов курса по магнитному курсу от магнитного корректора, или по истинному курсу от астрокорректора, или от задатчика курса при известном стояночном курсе самолета (вертолета).
Гирополукомпас – это авиационный гироскопический прибор, реагирующий на отклонение самолета от взятого направления полета. Принципе действия гирополукомпаса основан на свойстве свободного гироскопа сохранять неизменным положение оси собственного вращения относительно мирового пространства.
В гироскопе, предназначенном для определения отклонения от взятого направления, ось вращения ротора (главная ось) должна быть расположена горизонтально.
Удержание главной оси Z в горизонтальном положении осуществляетьс яс помощью корректирующего устройства – горизонтальной коррекции.
На географических полюсах Земли свободный гироскоп с горизонтальной осью собственного вращения «уходит» по курсу с угловой скоростью равной угловой скорости вращения Земли:
ω =
На любой другой широте угловая скорость «ухода» оси гироскопа в горизонтальной плоскости равна вертикальной составляющей вектора угловой скорости вращения Земли на данной широте.
ω =
ω - угловая скорость ухода на данной широте
- угловая скорость вращения Земли, равная 15 град/час
Ψ - широта места.
В северном полушарии горизонтально расположенная ось гироскопа уходит по направлению вращения часовой стрелки, а в южном полушарии - против часовой стрелки.
Компенсация уходов гироскопов, вызываемых суточным вращением Земли, осуществляется при помощи широтного компенсатора.
Широтный компенсатор состоит из мостового задатчика сигналов широты места, усилителя и азимутального датчика местности.
При подаче на вход усилителя напряжения, пропорционального по величине задаваемой широте Ψ, с выхода усилителя на обмотку датчика моментов поступает ток.
Взаимодействие магнитного поля, создаваемого током в обмотке статора датчика моментов, с постоянным магнитом ротора. Расположенного на горизонтальной оси гиросокопа, создает момент, вызывающий прецессию оси гироскопа в нужном направлении и с необходимой скоростью в зависимости от широты места.
Эта прецессия гироскопа компенсирует «кажущийся» уход гироскопа, вызываемый суточным вращением Земли.
Стабилизация момента, развиваемого датчиком моментов в рабочем диапазоне температур обеспечивается наличием напряжения обратной связи, поступающего на вход усилителя с проволочного сопротивления выполненного из материала с малым температурным коэффициентом сопротивления.
Для формирования и выдачи напряжения, пропорционального широте места, служит мостовой задатчик сигналов, расположенный в пульте управления курсовой системы. Одна из диагоналей мостового задатчика питается от специального стабилизатора напряжения пульта управления а вторая диагональ одним концом соединена со входом усилителя и втором концом с сопротивлением обратной связи, соединенным этим же концом с обмоткой статора датчика моментов.
Мостовой задатчик сигналов содержит два переменных сопротивления R1 и R3. R1 являеться широтным потенциометром, а R3 – баласировачным потенциометром.
Широтный потенциометр служит для подачи напряжения на вход усилителя в зависимости от широты места.
Балансировочный потенциометр предназначен для выдачи дополонительного напряжения на вход усилителя для компенсации уходов гироскопа от его разбаланса в процессе работы.
Сигнал курса выдается потребителем с синусно-косинусного трансформатора типа СКТ-265д гидроагрегата, ротор которого закреплен на вертикальной оси гидроагрегата . Под действием момента широтной коррекции вертикальная ось гироскопа с ротором СКТ будет поворачиваться в сторону, противоположную «кажущемуся» уходу, тем самым сохраняя неизменным положение горизонтальной оси гироскопа относительно координат места вылета, связанных с Землей.
Режим магнитной коррекции применяется для согласования сигналов курса, выдаваемых гирополукомпасом, с показаниями датчика магнитного курса.
Чувствительным элементом определяющим магнитный курс является индукционный датчик ИД-6, сигнальные обмотки которого связаны со статорными обмотками СКТ-приемника первого канала коррекционного механизма КМ-2.
Напряжение снимаемое с обмоток ротора СКТ-приемника первого канала КМ-2, подается на вход усилителя и далее на обмотку управления электродвигателя, который через редуктор приводит ротор СКТ-приемника в положение, соответствующее нулевой ЭДС на входе усилителя.
Таким образом, любому повороту индукционного датчика на какой-либо угол в горизонтальной плоскости относительно вектора горизонтальной составляющей магнитного поля Земли, т.е. углу разворота самолета, будет соответсвовать поворот на такой же угол ротора СКТ-приемника коррекционного механизма.
На одну ось с ротором СКТ-приемника первого канала коррекционного механизма посажен СКТ-применика второго канала КМ-2, статор которого свзяан трехпроходной связью со статором СКТ-датчика гидроагрегата ГА-Е.
Сигнал рассогласования между положением в пространстве горизонтального оси гироскопа и СКТ-применика второго канала коррекционного механизма поступает на вход усилителя гиромагнитного курса и далее на датчик моментов ДМ-6, расположенный на горизонтальной оси, вызывающий прецессию гироскопа относительно измерительной (вертикальной) оси. Прецессия гироскопа продолжается до тех пор, пока не наступит согласованное положение СКТ-приемника коррекционного механизма и СКТ-датчика гидроагрегата. При такой свзяли «индукционный датчик – коррекционный механизм – гидроагрегат» с измерительной оси гироскопа снимается гироскопический курс, непрерывно корректируемый по магнитному курсу, т.е. гиромагнитный курс.
Режим астрокоррекции принципиально аналогичен режиму магнитной коррекции с той лишь разницей, что курс самолета определяется с помощью астрономических компасов.
Роль СКТ-приемника второго канала КМ-2 в данном случае выполняет СКТ-приемник, связанный с измерительной осью астрокопаса.
Режим начальной выставки или задатчика курса так же как и астрокоррекции принципиально аналогичен режиму магнитной коррекции.
В режиме задатчика курса положение СКТ-датчика гидроагрегата приводиться в согласованное положение с СКТ-приемником задатчика курса.
Необходимое значение курса, по которому должен быть согласован гироагрегат, устанавливается с помощью задатчика курса летчиком, который получает информацию о вводимом курсе от устройства начальной выставки.
При развороте самолета с угловой скоростью, превышающей 0,1-0,30сек., происходит отключение магнитной коррекции гироагрегата. Сигнал на отключение коррекции поступает с размыкающих контактов реле выключателя коррекции (ВК). Гироагрегат переключается в режим ГПК.
После окончания разворота система переходит в заданный режим работы.