2.2.2. Принцип работы системы гикв

ИКВ-1 – комплексная система, состоящая из ГИКВ и магнитного корректора МК. Работа системы ГИКВ основана на определении курса, углов крена и тангажа и составляющих абсолютной линейной скорости самолета гироинерциальным методом. Магнитный корректор МК обеспечивает начальную выставку гироплатформы системы ГИКВ по магнитному или географическому меридиану при наземной подготовке системы и формирование гиромагнитного курса в полете.

Принцип работы ГИКВ заключается в измерении углов маневра самолета относительно гиростабилизированной платформы, удерживаемой в плоскости горизонта по сигналам интегральной коррекции, сформированным путем интегрирования горизонтальных составляющих абсолютного ускорения самолета, измеренных акселерометрами, расположенными на гироплатформе, а в азимуте – по направлению, задаваемому свободным или корректируемым гироскопом.

Гироплатформа представляет собой трехосный гиростабилизатор, выполненный на трех двухстепенных гироскопах. Оси чувствительности гироскопов образуют правый координатный трехгранник (рис. 2.2), ось которого ориентируется по линии отвеса, оси и находятся в плоскости, перпендикулярной линии отвеса, а точка считается совпадающей с центром тяжести самолета. Для осуществления ориентации оси по направлению линии отвеса при произвольном перемещении точки трехгранник необходимо поворачивать в инерциальном пространстве вокруг двух осей и посредством приложения моментов к оси чувствительности гироскопов 1Г и 2Г. Третий гироскоп 3Г, осуществляющий ориентацию оси гироплатформы в азимуте, может быть либо свободным, либо корректируемым. В последнем случае к оси чувствительности гироскопа 3Г необходимо прикладывать корректирующий момент, равный .

Рис 2.2. Координатный трехгранник на земной сфере

Для обеспечения невыбиваемости при выполнении самолетом сложных пространственных маневров гиростабилизатор помещен в дополнительную (называемую в дальнейшем следящей) раму крена. Благодаря наличию следящей рамы крена исключается возможность совмещения осей трехосного гиростабилизатора и, как следствие, его выбиваемость (например, при положении самолета с углом тангажа близким к 90° и «падении» на крыло). С целью устранения кинематических погрешностей курса и углов крена и тангажа, выдаваемых гиростабилизатором, следящая рама крена отслеживается так, чтобы сохранялась перпендикулярность между рамой тангажа и внутренней рамой крена.

Структурная схема системы ИКВ-1 приведена на рис. 2.3.

На гироплатформе установлены три датчика акселерометров 1А, 2А, 3А. Оси чувствительности датчиков акселерометров ориентированы относительно координатного трехгранника следующим образом:

– ось чувствительности датчика 1А направлена по оси ;

– ось чувствительности датчика 2А направлена по оси ;

– ось чувствительности датчика 3А направлена по оси .

Акселерометры, состоящие из датчиков 1А, 2А, 3А и усилителей 1УА, 2УА, 3УА измеряют составляющие абсолютного ускорения , , .

Составляющая ускорения выдается потребителям в сумме с ускорением силы тяжести для счисления вертикальной составляющей скорости самолета.

Рис. 2.3. Схема структурная ИКВ-1

Составляющие ускорения и поступают на вход интеграторов для получения составляющих и абсолютной линейной скорости самолета, которые могут быть записаны в виде:

, (2.1)

,

где , – начальные значения составляющих абсолютной линейной скорости в точке вылета.

Для реализации интегральной коррекции на датчики моментов (ДМ) гироскопов 1Г и 2Г необходимо подавать сигналы, пропорциональные составляющим , абсолютной угловой скорости соответственно, которые получают преобразованием с помощью масштабных множителей, имеющихся на выходе интеграторов величин и . Известно, что зависимости между составляющими и абсолютной линейной скорости и составляющими и угловой скорости имеют вид:

, (2.2)

.

Подставив в зависимости (2.2) выражения (2.1), получим

, (2.3)

,

где , – проекции горизонтальной составляющей угловой скорости вращения Земли в точке вылета.

Таким образом, в системе измеряются и интегрируются составляющие абсолютного ускорения движения самолета по горизонтальным осям и платформы.

Моменты, пропорциональные интегралам от измеренных ускорений, накладываются на соответствующие гироскопы, что обеспечивает интегральную коррекцию платформы, при этом гиростабилизированная платформа приобретает свойство невозмущаемости при произвольном движении самолета.

Составляющие и абсолютной линейной скорости, измеренные системой, выдаются потребителям.

Для получения ортодромического курса, обозначенного в системе , необходимо ось гироплатформы удерживать по заданному направлению относительно Земли, для чего на гироскоп 3Г необходимо накладывать корректирующий момент, обеспечивающий прецессию гироплатформы с угловой скоростью, пропорциональной

, (2.4)

где – вертикальная составляющая угловой скорости вращения Земли в точке вылета, – дрейф гироплатформы по оси .

В случае отсутствия коррекции третьего гироскопа система ГИКВ выдает так называемый гироскопический курс .

Вследствие инструментальных погрешностей гироскопов, акселерометров, интеграторов гироплатформа в режиме интегральной коррекции будет иметь колебания относительно плоскости горизонта, и приборные значения составляющих абсолютной скорости будут иметь следующие значения:

, (2.5)

,

где , , (2.6)

, – углы отклонения осей чувствительности датчиков 1А, 2А от плоскости горизонта.

Для обеспечения работы системы ГИКВ в полете необходимо во время предполетной подготовки на неподвижном основании гироплатформу с акселерометрами выставлять в плоскость горизонта и в азимуте.

Выставка гироплатформы в плоскость горизонта производится по сигналам с датчиков 1А и 2А акселерометров, а интеграторы ускорений 1БИ и 2БИ используются для запоминания дрейфа , гироплатформы по осям и соответственно.

Начальная ориентация гироплатформы в азимуте может осуществляться от любых средств (устройств), определяющих положение продольной оси самолета в азимуте, имеющих в качестве выходного элемента дистанционной связи синусно-косинусный трансформатор–приемник. При использовании в качестве такого устройства магнитного корректора может быть обеспечена выставка гироплатформы по магнитному или истинному меридиану либо по заданному направлению. В последнем случае одновременно с выставкой гироплатформы в азимуте происходит автоматическая компенсация постоянной составляющей дрейфа гироплатформы , для чего в систему вводится вертикальная составляющая угловой скорости вращения Земли , равная и формируемая в пульте начальных данных ПНД-1 установкой географической широты местонахождения самолета. В системе также предусмотрена возможность автоматического ввода указанной составляющей от устройств, определяющих ее.