4.2.4. Приборы и комплексы для измерения курса

Курсом называется угол между северным направлением меридиана и продольной осью самолета, отсчитанной в горизонтальной плоскости. В зависимости от выбранного меридиана различают истинный, магнитный, компасный и ортодромический курсы.

Магнитные датчики курса

К магнитным датчикам курса относятся компас и индукционный датчик (ИД). Принцип действия этих приборов основан на использовании магнитного поля Земли. Индукционные датчики курса предназначены для измерения магнитного курса. Основой магнитного датчика является так называемый магнитный зонд (рис. 4.8,а), который представляет собой два пермаллоевых стержня, параллельных друг другу и лежащих в горизонтальной плоскости. Каждый из сердечников охвачен первичной обмоткой, питающейся переменным напряжением . Обмотки намотаны таким образом, что магнитные потоки , в первом и втором стержнях в каждый момент времени равны по величине и обратны по направлению. Следовательно, в каждый момент времени суммарный магнитный поток от двух первичных обмоток равен нулю, и он не может индицировать ЭДС во вторичной обмотке.

Рис. 4.8. Электрические схемы: а – магнитного зонда; б – индукционного датчика

Магнитный поток горизонтальной составляющей магнитного поля Земли может проникать в сердечники только тогда, когда потоки , малы и существует магнитная проницаемость сердечников. Таким образом, дважды за период изменения напряжения магнитный поток изменяет свое значение от нуля до максимума. Следовательно, поток трансформируется из постоянного в пульсирующий.

Пульсирующий магнитный поток горизонтальной составляющей магнитного поля Земли индицирует во вторичной обмотке, охватывающей оба стержня, напряжение

, (4.2)

где – число витков во вторичной обмотке; – магнитный курс, который меняется с двойной частотой по отношению к переменному напряжению .

Так как величина зависит еще и от географической широты места, для измерения магнитного курса с помощью индукционного датчика используется схема, приведенная на рис. 4.8,б. В ней имеются три магнитных зонда, оси измерения которых расположены под углом 60°. Вторичные обмотки соединены в треугольник и питают статор сельсина . Расшифровывающая следящая система, куда входят сельсин , усилитель и двигатель , разворачивает ротор сельсина в положение, при котором с ротора снимается нулевой сигнал. Таким образом, угол разворота ротора сельсина характеризует магнитный курс.

Для уменьшения влияния вертикальной составляющей магнитного поля Земли при кренах самолета магнитные зонды помещают на платформу, установленную в карданов подвес и имеющую некоторую маятниковость, а для предотвращения колебаний платформы вся система находится в демпфирующей жидкости.

Влияние магнитных полей самолета компенсируется специальным девиационным прибором, установленном на датчике, и лекальным механизмом, имеющимся в схеме расшифровывающейся следящей системы.

Описанное выше устройство называется магнитным индукционным датчиком и имеет точность определения магнитного курса ±1,5°.

Гироскопический датчик ортодромического курса

Широкое распространение в авиации получили гирополукомпасы (ГПК), которые не обладают способностью отыскивать какое-либо направление на Земле, а могут только его запоминать. Гирополукомпасы измеряют ортодромический курс, т.е. отклонение самолета от ортодромии.

Корректируемый гироскоп гирополукомпаса, если на нем выставить ортодромический курс относительно меридиана исходного пункта маршрута, «запоминает» и в течение всего полета сохраняет направление этого меридиана. Но это может быть достигнуто лишь при помощи коррекции гироскопа, учитывающей суточное вращение Земли вокруг своей оси, а именно вертикальную составляющую этой скорости , где – угловая скорость вращения Земли, – географическая широта места.

Очевидно также, что для горизонтального положения оси курсового гироскопа и ее слежения за плоскостью ортодромии необходима еще система горизонтальной коррекции.

Внешняя ось карданового подвеса гироскопа ГПК-52АП (рис. 5.10) устанавливается на самолете вертикально. Главная ось ротора 3 гироскопа удерживается в плоскости горизонта с помощью горизонтальной системы коррекции, куда входят однокоординатный электролитический маятник 12 и коррекционный двигатель 1. При отклонении оси гироскопа от плоскости горизонта с маятника 12 снимается сигнал, управляющий моментом двигателя 1, под действием которого ось гироскопа возвращается в плоскость горизонта. При виражах самолета контакт 13 размыкается выключателем коррекции, так как электролитический маятник при ускорениях работает с ошибками. Азимутальная коррекция осуществляется с помощью системы, содержащей двигатель 11, ротор которого жестко связан с внутренней осью карданового подвеса, а статор закреплен на наружной раме, и двух потенциометров 9 и 10. Потенциометр 9 называется широтным. С него снимается сигнал, пропорциональный , который управляет моментом двигателя 11, заставляющего гироскоп прецессировать по оси внешней со скоростью . Потенциометр 10 служит для формирования сигнала компенсации постоянной составляющей ухода гироскопа. Отсчет курса визуально осуществляется по индексу 6 и шкале 5. Потенциометр 8 и двигатель 7 позволяют устанавливать по шкале 5 заданный курс. ГПК-52 выдает сигнал, пропорциональный ортодромическому курсу самолета, с потенциометра 2 и сельсина 4.

Рис. 4.9. Электрокинематическая схема гирополукомпаса ГПК-52АП

Гирополукомпас обладает ошибками из-за остаточного собственного ухода, который определяется многими причинами. Основными из них являются: остаточная несбалансированность, моменты трения по внутренней оси карданового подвеса, ускорения самолета, магнитные поля, тепловые нагрузки. Стабильность выдерживания курса в ГПК-52АП составляет 2°/ч. В гирополукомпасе возникает ошибка из-за несоответствия фактической текущей географической широты места и установленной на потенциометре 9, так как широта задается экипажем периодически. ГПК присуща кардановая погрешность за счет несовпадения плоскости, в которой происходит измерение курса, с горизонтальной плоскостью при продольных и поперечных кренах самолета.