Гирополукомпас как измеритель ортодромического курса

Главным недостатком рассмотренных ранее измерителей курса – магнитного компаса и индукционного датчика – является невозможность их использования при полетах в высоких широтах (где горизонтальная составляющая магнитного поля Земли мала) и подверженность влиянию ускорений, возникающих при эволюциях воздушного судна. Свободным от этого недостатка является гирополукомпас, представляющий собой трехстепенной гироскоп, главная ось которого удерживается в плоскости горизонта с помощью системы горизонтальной коррекции. Гирополукомпас измеряет ортодромический курс, то есть отклонение воздушного судна от ортодромии. Ортодромия представляет собой дугу большого круга, плоскость которого проходит через центр Земли и две заданные точки на ее поверхности. Таким образом, ортодромия – это кратчайшее расстояние между двумя точками на поверхности Земли, поэтому полеты выгодно совершать по ортодромии.

Гирополукомпасом пользуются при разворотах самолета на заданный угол и для выдерживания полета по заданному курсу. В гирополукомпасе используется способность гироскопа эффективно сопротивляться внешним возмущениям и в течение некоторого времени сохранять почти неизменным направление главной оси в пространстве. В отличие от магнитного компаса, гирополукомпас не способен самостоятельно отыскивать какое-либо направление на Земле, а может только его запоминать (отсюда и название – гирополукомпас). Таким образом, в течение некоторого времени им можно пользоваться для определения курса, после чего показания необходимо корректировать (или осуществлять коррекцию непрерывно).

Прежде чем рассматривать принцип действия гирополукомпаса, выясним поведение свободного гироскопа, установленного на самолете, совершающем полет относительно поверхности Земли. Пусть главная ось гироскопа Oz совпадает с вектором путевой скорости W и в начальный момент времени лежит в плоскости горизонта (рис. 1.6). Ось внешней рамы Oy направлена вертикально, а ось внутренней рамы Ox перпендикулярна осям Oz и Oy. Самолет летит истинным курсом ψ на географической широте φ, имея путевую скорость W. На рис. 1.6 через ω _З обозначена угловая скорость вращения Земли вокруг собственной оси, через R – радиус Земли.

Будет ли изменяться угол ψ, то есть курс самолета, при прямолинейном его движении со скоростью W? Как показывают расчеты и эксперимент, будет изменяться не только курс, но возникнет также уход главной оси гироскопа из плоскости горизонта. Причин этому две. Первая причина – суточное вращение Земли. Вторая причина заключается в том, что самолет летит параллельно поверхности Земли, обладая при этом некоторой угловой скоростью. Как показывают расчеты, угловые скорости вращения внешней и внутренней рам гироскопа относительно осей Oy и Ox будут определяться выражениями

                               (1.2)

                                  (1.3)

Следовательно, свободный гироскоп, установленный на самолете и в начальный момент времени ориентированный по какому-либо направлению, не сохраняет первоначальную ориентацию относительно географической системы координат. Будет происходить уход гироскопа в азимуте со скоростью ω _y и уход из плоскости горизонта со скоростью ω _x. Углы, на которые отклоняется главная ось гироскопа от первоначально выставленного положения, довольно значительны. Так, например, при полете курсом ψ = 30° на широте φ = 30° со скоростью W = 800 км/ч отклонение от вертикали составит примерно 14°, а уход в азимуте – примерно 7, 5° за один час полета. Использовать такой гироскоп для измерения курса без системы коррекции невозможно.

Система коррекции должна обеспечить неизменное положение главной оси относительно географической системы координат. Для этого необходимо, чтобы выполнялись условия ω _x = 0 и ω _y = 0. Первое условие означает, что главная ось в процессе полета должна оставаться в горизонтальной плоскости. Это обеспечивает система горизонтальной коррекции, аналогичная той, что, например, используется в авиагоризонтах.

Для того чтобы скомпенсировать уход гироскопа в азимуте, необходимо с помощью системы коррекции обеспечить прецессию гироскопа вокруг оси внешней рамы со скоростью ω _y, но в противоположном направлении. Эта скорость, как следует из выражения (1.2), не является постоянной. Она зависит от широты места φ и от курса ψ. Таким образом, для того чтобы определить с помощью гироскопа курс самолета, надо использовать систему коррекции, которая должна вырабатывать управляющий сигнал, зависящий от курса. Получается замкнутый круг. Все упрощается для случая полета самолета по ортодромии.

Будем считать, что самолет за время dt переместился по ортодромии из точки А в точку В (рис. 1.7). Из рисунка видно, что угол между путевой скоростью и плоскостью горизонта изменился на величину dψ. Как показывают расчеты, скорость изменения курса в процессе полета по ортодромии определяется выражением

Данное выражение полностью совпадает со вторым слагаемым в правой части выражения (1.2). Это означает, что при определении ортодромического курса достаточно компенсировать только первую составляющую ω _y, равную ω _З·sinφ. В гирополукомпасах это обеспечивает система азимутальной коррекции.

На рис. 1.8 представлена упрощенная электрокинематическая схема гирополукомпаса ГПК-52АП, предназначенного для длительного выдерживания заданного курса при полете по ортодромии и совершения точных разворотов. Внешняя ось карданова подвеса гироскопа удерживается на самолете вертикально. Главная ось ротора 3 гироскопа удерживается в плоскости горизонта с помощью системы горизонтальной коррекции, включающей в себя однокоординатный электролитический маятник 12 и коррекционный двигатель 1.

При уходе главной оси из плоскости горизонта с маятника снимается сигнал, который поступает на управляющие обмотки двигателя, что создает момент, заставляющий вернуться внутреннюю раму гироскопа в горизонтальное положение. При разворотах самолета контакт 13 размыкается с помощью выключателя коррекции, так как электролитический маятник при наличии ускорений работает с большими погрешностями.

Азимутальная коррекция осуществляется с помощью системы, содержащей двигатель 11, ротор которого жестко связан с осью внутренней рамы, а статор закреплен на внешней раме. На управляющие обмотки двигателя поступает сигнал с двух потенциометров 9 и 10. Потенциометр 9 называется широтным. С него снимается сигнал, пропорциональный ω _З·sinφ, который управляет моментом двигателя 11, что позволяет компенсировать уход гироскопа в азимуте, вызванный суточным вращением Земли.

Рис. 1.8. Электрокинематическая схема гирополукомпаса ГПК-52АП

Потенциометр 10 называется поправочным или потенциометром небаланса. Он служит для компенсации ухода гироскопа в азимуте, вызванного в основном несбалансированностью гироскопа, то есть несовпадением центра масс гироскопа с его геометрическим центром, а также трением в осях карданова подвеса, тепловыми нагрузками и так далее.

Отсчет курса производится по индексу 6, нанесенному на неподвижную часть прибора, и шкале 5, связанной с внешней рамой через редуктор и двигатель 7. При разворотах самолета индекс перемещается относительно шкалы, пилот воспринимает подвижной шкалу. С потенциометра 2 и сельсина 4 потребители получают сигнал, пропорциональный ортодромическому курсу.

Двигатель 7, управляемый потенциометром 8 задатчика курса ЗК, служит для установки шкалы на заданный курс, причем при работе двигателя поворачивается только шкала, а гироскоп неподвижен. Потенциометры 8, 9 и 10 расположены в пульте управления гирополукомпаса.

Кроме непосредственно самого гирополукомпаса и пульта управления в комплект ГПК-52АП входит также указатель, одновременно являющийся задатчиком курса. Схема связи гирополукомпаса с указателем представлена на рис. 1.9.

Рис. 1.9. Схема связи гирополукомпаса с указателем

Сигнал курса передается в указатель с помощью сельсинной следящей системы, состоящей из сельсина 1, ротор которого жестко связан с осью внешней рамы, сельсина 2, усилителя 3, электродвигателя 5 и редуктора 4. Если, например, самолет изменит курс на некоторый угол, то это вызовет разворот статора сельсина 1 относительно его ротора и изменение напряжения, снимаемого со статорных обмоток. В результате появится напряжение на роторных обмотках сельсина 2, которое заставит электродвигатель через редуктор развернуть ротор сельсина 2 на тот же угол, на который изменился курс самолета. Кроме ротора будет разворачиваться и силуэт самолета 7 относительно шкалы 8. Таким образом, по положению силуэта можно непрерывно отслеживать все изменения курса самолета.

При работе ГПК-52АП в комплекте с автопилотом, вращая с помощью кремальеры шкалу прибора относительно неподвижного индекса 9, можно задать необходимый курс. При этом разворачивается статор сельсина 2 относительно его ротора. Следящая система, отрабатывая это рассогласование, развернет силуэт самолета и щетку потенциометра 6, что приведет к формированию соответствующего сигнала для автопилота. Автопилот посредством руля направления развернет самолет на угол, заданный потенциометром, а следящая система, реагируя на разворот самолета, вернет его силуэт в положение, при котором он совпадет с неподвижным индексом и по шкале покажет заданный курс. Такая индикация является удобной при выдерживании курса.

Гирополукомпас, как и любой измерительный прибор, имеет инструментальные и методические погрешности. Инструментальные погрешности обусловлены наличием моментов сил трения в подшипниках гироузла, появлением несбалансированности гироузла относительно оси внутренней рамы при изменении температуры и т. д. Среди методических погрешностей можно выделить следующие.

Кардановая погрешность. Возникает из-за того, что при наличии крена и тангажа ось внешней рамы гирополукомпаса отклоняется от вертикали, что в свою очередь вызывает отклонение плоскости отсчета углов курса от горизонтальной плоскости. Эти отклонения искажают отсчитываемые углы по шкале ГПК от истинных углов курса, что и вызывает кардановую погрешность. Погрешность эта может быть довольно значительной. Так, например, при угле крена γ = 45° максимальная погрешность измерения угла разворота составляет около 10°. Для компенсации кардановой погрешности необходимо курсовой гироскоп устанавливать на стабилизированную в плоскости горизонта площадку. В курсовых системах ограничиваются стабилизацией внешней оси карданова подвеса гироскопа только по углу крена. Это объясняется тем, что углы тангажа транспортных самолетов невелики – не более 15°, погрешность при этом не превышает 1, 5°.

Погрешность от неточной установки географической широты. Установить на приборе точное значение широты места сложно из-за того, что, во-первых, в полете текущая широта обычно неизвестна, а во-вторых, шкала широтного потенциометра довольно грубая (цена деления составляет 2°). Несоответствие фактической широты φ _Ф и широты φ _П, установленной на приборе, приведет к тому, что полной компенсации ухода гироскопа в азимуте не произойдет и главная ось будет поворачиваться вокруг вертикальной оси со скоростью, равной

∆ ω = ω _З(sinφ _П – sinφ _Ф).

Выдерживая курс по ГПК, у которого главная ось поворачивается со скоростью ∆ ω, самолет фактически будет лететь по дуге окружности, отклоняясь от линии заданного пути. Как показывают расчеты, боковое отклонение Z от линии заданного пути можно рассчитать по формуле

где W – путевая скорость; t – время полета.

При W = 800 км/ч, φ _П = 45° и φ _Ф = 43° боковое отклонение за 1 час полета составит 2, 6 км.

Послевиражная погрешность. При совершении самолетом разворотов с угловой скоростью менее 0, 1 – 0, 3 град/с горизонтальная коррекция не отключается, хотя полет совершается с небольшим ускорением. Система коррекции, реагируя на это ускорение, установит ось внешней рамы гироскопа по так называемой кажущейся вертикали, что приведет к ошибке в выдерживании горизонтального положения главной оси. Негоризонтальность главной оси гироскопа, в свою очередь, вызовет небольшую погрешность в определении азимута.

Если же самолет совершает разворот со скоростью большей той, при которой происходит отключение коррекции, то в этом случае система коррекции не работает и за счет собственного ухода главной оси гироскопа в азимуте возникает погрешность в определении курса.

Курсовые системы

Кроме рассмотренных ранее магнитного компаса, индукционного датчика и гирополукомпаса для определения курса на воздушных судах используются астрономический и радиотехнический компасы. Не вдаваясь в детали их принципа действия, отметим лишь, что в астрономическом компасе используется пеленгация небесных светил, а в радиокомпасе – пеленгация радиостанций, находящихся вдоль маршрута движения самолета.

В последние годы активно развиваются методы определения местоположения и курса воздушных судов с использованием систем спутниковой навигации, типа GPS и отечественного аналога ГЛОНАС. Однако широкое внедрение этих систем в авиации – это вопрос ближайшего будущего. Кроме того, наличие на борту воздушного судна средств спутниковой навигации совсем не означает, что другие средства измерения курса не нужны.

Рассмотрим достоинства и недостатки используемых в настоящее время средств измерения курса. Магнитные компасы отличаются простотой конструкции и автономностью в работе. Важное их достоинство в том, что они обладают способностью самостоятельно определять направление магнитного меридиана. Однако использование магнитных компасов в районах высоких широт или магнитных аномалий практически невозможно. Кроме того, компас имеет методические и инструментальные погрешности, которые довольно значительны при совершении самолетом эволюций и при полетах в неспокойной атмосфере. Многие из этих недостатков, хотя и в меньшей степени, присущи индукционным датчикам.

Гирополукомпасы, работающие устойчиво во всех районах Земли и в условиях неспокойной атмосферы, в свою очередь, не могут самостоятельно отыскивать определенное направление на Земле. Они предварительно выставляются в определенное положение и далее работают в режиме «памяти». Для осуществления этой функции необходима периодическая коррекция, поскольку гирополукомпасам присущ собственный уход от заданного положения.

Солнечные астрокомпасы могут применяться в дневное время в полярных районах и на средних широтах. В экваториальных районах они не используются, особенно когда Солнце близко к зениту. Работа астрокомпаса ограничена также и условиями погоды (облака, туман и т. д.). В то же время астрокомпасы дают достаточно высокую точность определения курса полета самолета.

Радиокомпасы позволяют определить направление полета относительно работающих наземных радиостанций, расположенных на сравнительно небольшом расстоянии от самолета. Их использование зависит от наличия таких радиостанций по маршруту полета. Работа радиосистем может быть нарушена естественными или искусственными помехами.

Таким образом, каждый из указанных способов имеет свои достоинства и недостатки, но ни один из них не может обеспечить измерение курса во всех районах Земли, в любое время суток, при различной погоде, а также при воздействии естественных и искусственных радиопомех. В связи с этим на самолетах стали применять одновременно несколько измерителей курса, основанных на различных принципах действия. Однако раздельное использование нескольких измерителей, с одной стороны, затрудняет работу экипажа, а с другой стороны, не позволяет в полной мере осуществлять взаимную компенсацию погрешностей и исключает возможность улучшения динамических свойств приборов.

Необходимо, чтобы несколько измерителей курса имели определенную взаимную связь между собой. Это позволяет, например, использовать магнитный компас или индукционный датчик для устранения ухода и корректировки гирополукомпаса. В свою очередь, устойчивость гирополукомпаса позволяет скомпенсировать динамические погрешности магнитных компасов или индукционных датчиков. Объединение нескольких измерителей курса, работающих на один указатель, в целях компенсации недостатков отдельных измерителей называется комплексированием. Рассмотрим идею комплексирования на простом примере объединения магнитного компаса и курсового гироскопа в одну курсовую систему, структурная схема которой представлена на рис. 1.10.

Рис. 1.10. К пояснению принципа работы курсовой системы

Пусть на самолете установлен магнитный компас К, который на рис. 1.10 показан в виде магнитной стрелки, и курсовой гироскоп Г. С магнитной стрелкой жестко связаны щетки потенциометра П₁, а сам потенциометр связан с самолетом. Ось внешней рамы гироскопа жестко соединена с потенциометром П₂, щетки которого могут поворачиваться двигателем М через редуктор Р. Двигатель управляется сигналом с выхода усилителя У, на вход которого поступает сигнал со щеток потенциометра П₁. Потенциометры П₁ и П₂ связаны между собой трехпроводной линией. Параллельно потенциометрам подключен трехкатушечный логометрический указатель И.

После подачи в систему питания на щетках потенциометра П₂ (в точках А₁, Б₁ и В₁) возникнут электрические потенциалы, что вызовет появление напряжения на щетках потенциометра П₁, которое через усилитель поступит на управляющую обмотку двигателя. Двигатель через редуктор начнет поворачивать щетки потенциометра П₂ до тех пор, пока они не установятся в такое положение, при котором напряжение на щетках потенциометра П₁ (а значит и на управляющих обмотках двигателя) не станет равным нулю. После остановки двигателя стрелка указателя установится в положение, определяемое значениями потенциалов на щетках потенциометра П₂. В результате система автоматически приходит в согласованное положение, и все последующие изменения курса будут сопровождаться соответствующим поворотом стрелки указателя. Таким образом, данную систему можно рассматривать как следящую систему, у которой входными величинами будут магнитный и гироскопический курсы, а выходной величиной – положение стрелки указателя.

Рассмотрим взаимодействие двух измерителей курса – магнитного компаса и гироскопа. Пусть самолет летит неизменным курсом. При этом по ряду причин, например из-за вибраций самолета, стрелка компаса совершает колебания. Это вызовет колебания щеток потенциометра П₁, соответственно будет изменяться и напряжение, снимаемое с этих щеток. Двигатель через редуктор будет поворачивать случайным образом щетки потенциометра П₂, соответственно будут изменяться и потенциалы в точках А₁, Б₁ и В₁. В результате этого стрелка указателя будет повторять колебания стрелки компаса. Все это происходило бы именно так, если бы двигатель успевал отрабатывать изменения напряжения на его управляющих обмотках. Однако за счет выбора передаточного числа редуктора этого не происходит. Система не успевает реагировать на колебания стрелки компаса, поэтому щетки потенциометра П₂ (а значит и стрелка указателя) будут неподвижны. Тем самым осуществляется фильтрация высокочастотных колебаний стрелки компаса, в чем и проявляется положительное влияние курсового гироскопа на магнитный компас.

Рассмотрим теперь положительное влияние компаса на курсовой гироскоп. Как известно, гироскоп имеет собственный уход в азимуте с небольшой скоростью. В результате этого ухода изменяются потенциалы точек А₁, Б₁ и В₁ потенциометра П₂, так как изменяется положение этих точек относительно точек подвода питания. Положение стрелки указателя также должно бы измениться. Однако это не произойдет, так как при изменении потенциалов точек А₁, Б₁ и В₁ изменятся потенциалы точек А, Б и В. На усилитель поступит сигнал, который заставит двигатель повернуть щетки потенциометра П₂ в положение, при котором потенциалы точек А, Б и В останутся прежними. Все это будет именно так, если скорость отработки следящей системы будет не меньше скорости ухода гироскопа в азимуте, что в действительности и имеет место. Таким образом, собственный уход гироскопа компенсируется и не влияет на положение стрелки указателя.

Допустим теперь, что самолет развернулся по курсу на некоторый угол ∆ ψ. Если считать магнитный датчик и курсовой гироскоп идеальными приборами – измерителями курса, то щетки потенциометров П₁ и П₂ повернутся относительно самолета на один и тот же угол. Это не нарушит сбалансированного состояния потенциометров, и двигатель М останется в покое. В то же время потенциалы точек А₁, Б₁ и В₁ изменятся, поскольку нарушится пространственное положение щеток потенциометра П₂ относительно точек подвода питания. Вследствие этого изменятся потенциалы точек А, Б и В, и стрелка указателя повернется на угол ∆ ψ и покажет новый курс.

Разумеется, рассмотренный пример курсовой системы с магнитным компасом является искусственным, предназначенным лишь для объяснения взаимодействия двух измерителей курса. Обычно в качестве измерителя магнитного курса в курсовой системе используют индукционный датчик. Кроме него в систему входит курсовой гироскоп, а в ряде систем – астрокомпас. В настоящее время на самолетах гражданской авиации применяют различные курсовые системы: ГИК-1, ГМК-1, КС-8, ТКС-П, ТКС-П2 и т. д.

Рассмотрим курсовую систему ГМК, которая выпускается в двух модификациях: ГМК-1А и ГМК-1Г. Система ГМК-1А имеет в своем составе один гироагрегат, при этом индикация курса самолета, а также курсовых углов и пеленгов радиостанций осуществляется на собственном указателе УГР-4УК. Система ГМК-1Г содержит два гироагрегата (основной и запасной), а курсы, курсовые углы и пеленги радиостанций индицируются на пилотажно-навигационном приборе. В отличие от ГМК-1Г в состав системы ГМК-1А (комплектация ГМК-1АЭ и ГМК-1АС) астрокомпас не входит.

Курсовая система ГМК-1А представляет собой комплекс взаимодействующих измерителей курса (магнитного и гироскопического), позволяющих определять ортодромический, истинный и гиромагнитный курсы самолета, а при совместной работе с автоматическим радиокомпасом выдавать пеленги и курсовые углы радиостанций. В комплект системы ГМК-1А (рис. 1.11) входят индукционный датчик ИД-3, коррекционный механизм КМ-8, гироагрегат ГА-6, пульт управления ПУ-26, автомат согласования АС-1, блок связи БС-1 (на рис. не показан) и указатель УГР-4УК.

Рис. 1.11. Блок-схема курсовой системы ГМК-А

Индукционный датчик ИД-3 предназначен для определения магнитного курса самолета, необходимого для корректировки гироскопического курса, измеряемого гироагрегатом ГА-6. Его принцип действия рассмотрен ранее, поэтому отметим лишь, что изменение курса самолета вызывает изменение напряжений, снимаемых с сигнальных обмоток датчика, соединенных по схеме треугольника.

Коррекционный механизм КМ-8 предназначен для связи индукционного датчика ИД-3 с гироагрегатом ГА-6, устранения четвертной девиации и инструментальных погрешностей с помощью лекального корректора, ввода магнитного склонения, приведения в полете магнитного курса к ортодромическому; осуществления контроля и коммутации электрических цепей при проверке контрольных узлов, индикации магнитного курса на собственном указателе.

Гироагрегат ГА-6 предназначен для осреднения показаний магнитного курса, измеряемого индукционным датчиком ИД-3, измерения гироскопического (ортодромического) курса, определения углов разворота самолета; выдачи магнитного и гироскопического курса и углов отклонения от него на указатель УГР-4УК. Принцип действия гироагрегата основан на свойстве трехстепенного гироскопа, у которого главная ось удерживается в плоскости горизонта, сохранять свое направление в пространстве (в азимуте) неизменным. Для удержания главной оси в плоскости горизонта используется система горизонтальной коррекции, включающая в себя коррекционный двигатель, маятниковый жидкостный переключатель и выключатель коррекции.

Для компенсации ухода гироскопа в азимуте используется система азимутальной коррекции, включающая в себя коррекционный двигатель, управляемый сигналами с широтного потенциометра и потенциометра небаланса. Для уменьшения трения по внутренней оси карданова подвеса используются специальные «вращающиеся» подшипники. Имеется схема термостабилизации, обеспечивающая компенсацию температурных погрешностей. Все это приводит к тому, что уход гироскопа в азимуте за один час полета не превышает ±2, 5°.

Пульт управления ПУ-26 предназначен для выбора режима работы, ввода широты места, установки шкалы указателя на заданный курс, включения быстрого согласования системы, контроля работы системы, контроля завала гироскопа гироагрегата.

Автомат согласования АС-1 предназначен для обеспечения режима пуска, включения и отключения быстрого согласования, отключения коррекции по сигналу, поступающему от выключателя коррекции, усиления сигнала в следящей системе КМ-8 – ГА-6.

Указатель УГР-4УК предназначен для отсчета курса самолета, пеленгов и курсовых углов радиостанций. При изменении курса происходит поворот шкалы указателя и отсчет курса производится по вращающейся шкале относительно неподвижного треугольного индекса. Отсчет курсового угла и пеленга радиостанции производится с помощью стрелки соответственно по внешней (неподвижной) и внутренней (подвижной) шкале указателя. Для запоминания заданного курса в указателе имеется курсозадатчик, что позволяет с помощью кремальеры устанавливать стрелку курсозадатчика в нужное положение.

В зависимости от решаемых задач и условий полета курсовая система ГМК-1А может работать в режиме гирополукомпаса ГПК или в режиме магнитной коррекции МК (для системы ГМК-1Г зарезервирован режим астрокоррекции АК). Переход в тот или иной режим осуществляется с помощью переключателя на пульте управления ПУ-26. Основным режимом работы является режим ГПК, при котором система выдает ортодромический курс самолета, который контролируется и периодически корректируется по сигналам от индукционного датчика, выполняющего роль магнитного корректора. Работа системы в этом режиме похожа на работу гирополукомпаса, рассмотренного ранее.

На рис. 1.12 представлена электромеханическая схема курсовой системы ГМК-1А, позволяющая понять, как взаимодействуют основные компоненты системы в режиме МК.

Рис. 1.12. Принципиальная электромеханическая схема ГМК-1А:

а – следящие системы ИД-3 – КМ-8 и КМ-8 – ГА-6; б – следящая система ГА-6 – УГР-4 УК

Электрические сигналы магнитного курса, вырабатываемые индукционным датчиком ИД-3, поступают в коррекционный механизм КМ-8 и затем в гироагрегат ГА-6. Следящие системы ИД-3 – КМ-8 и КМ-8 – ГА-6 (рис. 1.12, а) обеспечивают непрерывное автоматическое ориентирование курсового гироскопа по магнитному меридиану. Система ИД-3 – КМ-8 работает следующим образом. При повороте индукционного датчика относительно плоскости магнитного меридиана в сигнальных обмотках датчика изменяется напряжение, поступающее по трехпроводной линии на статорные обмотки сельсина-приемника СП₁, который находится в коррекционном механизме. Изменение напряжения на статорных обмотках СП₁ приведет к появлению сигнала рассогласования на роторных обмотках СП₁, который, пройдя усилитель У₁, поступит на управляющие обмотки электродвигателя М₁. Двигатель, отрабатывая сигнал рассогласования, через редуктор повернет ротор сельсина СП₁ на тот же угол, на который повернулся индукционный датчик относительно магнитного меридиана. В результате поворота ротора СП₁ напряжение на его обмотке станет равным нулю и двигатель М₁ остановится (следящая система ИД-3 – КМ-8 вновь станет согласованной). Таким образом, всякому повороту индукционного датчика относительно плоскости магнитного меридиана будет соответствовать поворот на тот же угол ротора сельсина-приемника коррекционного механизма.

Для передачи сигнала курса на гироагрегат в коррекционном механизме имеется второй сельсин-приемник СП₂, ротор которого механически сопряжен с ротором электродвигателя М₁ через лекальный корректор ЛК. Лекальный корректор позволяет скомпенсировать четвертную девиацию и инструментальную погрешность индукционного датчика. С осью ротора двигателя связана также стрелка указателя коррекционного механизма, что позволяет индицировать на нем магнитный курс самолета.

Статор сельсин-приемника СП₂ электрически связан со статором сельсина-датчика СД₁ гироагрегата. Сельсин-датчик СД₁ совместно с сельсин-приемником СП₂, электродвигателем М₂ и усилителем У₂ (находящимся в автомате согласования АС-1) образуют следящую систему КМ-8 – ГА-6. Эта следящая система работает аналогично системе ИД-3 – КМ-8. При возникновении рассогласования, вызванного изменением курса самолета, сигнал рассогласования, снимаемый с роторной обмотки СП₂, заставит двигатель М₂ развернуть статор СД₁ таким образом, чтобы напряжение на роторной обмотке СП₂ стало равным нулю. Угол поворота статора при этом равен изменению курса самолета с учетом поправки на четвертную девиацию.

Для того чтобы значения гиромагнитного курса отобразились на указателе, используется следящая система ГА-6 – УГР-4УК, включающая в себя сельсин-датчик гироагрегата СД₁, сельсин-приемник указателя СП₃, электродвигатель М₃ и усилитель У₃ (рис. 1.12, б). Она служит для передачи угла поворота статора СД₁ вращающейся шкале указателя. Данная следящая система работает аналогично системам, рассмотренным выше.

Кроме основных режимов работы курсовая система ГМК-1А имеет вспомогательные режимы: пуска, автоматического согласования и контроля. Режим пуска обеспечивает автоматическое согласование системы по магнитному (стояночному) курсу независимо от того, в каком положении находится переключатель режимов работы на пульте управления ПУ-26. Если рассогласование между гироагрегатом и индукционным датчиком превышает 2°, то согласование системы происходит с высокой скоростью, превышающей 6 °/с. Процесс согласования сопровождается поворотом статора сельсина СД₁, сам курсовой гироскоп при этом остается неподвижным. Когда рассогласование становится меньше 2°, происходит автоматическое переключение на малую скорость согласования (несколько градусов в минуту). При этом двигатель М₂ останавливается, а вместо него включается двигатель широтной коррекции, установленный на внутренней оси гироскопа (на рис. 1.12 не показан). Таким образом, заключительный этап согласования системы происходит за счет прецессии внешней рамы гироскопа и вращения вместе с ней ротора сельсина-датчика СД₁.

В отличие от курсовой системы ГМК-1А система ГМК-1Г имеет в своем составе два гироагрегата. В ее состав входит дистанционный астрокомпас, поэтому кроме режимов работы ГПК и МК имеется также режим астрокоррекции АК. Один из гироагрегатов является основным, другой – запасным. Работают оба гироагрегата одновременно, независимо друг от друга в разных режимах. Если, например, основной гироагрегат работает последовательно в режимах ГПК – МК – АК, то запасной гироагрегат соответственно функционирует в режимах МК – ГПК – ГПК. Отличие системы ГМК-1Г от системы ГМК-1А состоит также в том, что индикация курса, курсовых углов и пеленгов радиостанций осуществляется не на собственном указателе, а на навигационно-пилотажном приборе. В остальном функционирование двух систем практически ничем не отличается.

Наряду с курсовой системой ГМК-1 в авиации широко применяется точная курсовая система ТКС-П, представляющая собой совокупность магнитного, гироскопического, радиотехнического и астрономического измерителей курса. Она обладает более высокой точностью, чем ГМК-1. Повышение точности достигнуто за счет ряда конструктивных решений, среди которых можно выделить следующие.

С целью компенсации кардановой погрешности от крена внешняя рама гироскопа устанавливается в дополнительную следящую раму, ось вращения которой совпадает с продольной осью самолета. Используя сигналы крена от центральной гировертикали, эта дополнительная рама позволяет удерживать ось вращения внешней рамы курсового гироскопа в вертикальном положении, что препятствует появлению погрешности от крена самолета.

С целью снижения погрешности от неточного ввода широты места предусмотрена возможность автоматического ввода сигнала широты места от навигационного вычислителя, что позволяет более точно сформировать управляющий сигнал для двигателя азимутальной коррекции. При этом изменена и сама схема широтной коррекции. Все это привело к уменьшению погрешности, обусловленной уходом гироскопа в азимуте из-за суточного вращения Земли. Для снижения погрешности, вызванной уходом гироскопа в азимуте из-за трения в осях, так же, как и в ГМК-1, применены «вращающиеся» подшипники.

Для удержания главной оси гироскопа в плоскости горизонта вместо электролитического жидкостного переключателя используется емкостный дифференциальный маятниковый датчик, включенный в схему моста. Такая система горизонтальной коррекции работает точнее и надежнее, чем в ГМК-1. Весь этот комплекс конструктивных решений приводит к тому, что уход гироскопа в азимуте за один час полета не превышает 1°.

Контрольные вопросы

1. Какие существуют методы определения курса и в чем их достоинства и недостатки?

2. Как устроен магнитный компас?

3. Что такое полукруговая и четвертная девиации и что является источником их появления?

4. Как устроен индукционный датчик, предназначенный для измерения магнитного курса?

5. Что такое гирополукомпас и для решения каких задач он используется?

6. Как устроен гирополукомпас ГПК-52АП?

7. Как взаимодействуют гирополукомпас и указатель в ГПК-52АП?

8. Какие существуют погрешности у гирополукомпаса ГПК-52АП и в чем причины их появления?

9. Объясните принцип работы простейшей курсовой системы, состоящей из магнитного компаса и курсового гироскопа.

10. Что входит в состав курсовой системы ГМК-1А?

11. Какие функции выполняет коррекционный механизм КМ-8 в курсовой системе ГМК-1А?

12. Для чего предназначен пульт управления ПУ-26 в курсовой системе ГМК-1А?

13. Как функционирует следящая система ИД-3 – КМ-8 в курсовой системе ГМК-1А?

14. Как функционирует следящая система ГА-6 – УГР-4УК в курсовой системе ГМК-1А?

⇐ Предыдущая12345678910Следующая ⇒

Поделиться: