Магнитный способ измерения курса
Курс ЛА. Курсовые системы и их применение
 | Не использовать фреймы при просмотре страницы |
3.1. Определение курса ЛА. Системы отсчета курса
Курс ЛА (К, g ) — угол в горизонтальной плоскости между направлением, принятым за начало отсчета, и проекцией оси ЛА (рис.1.). Курс измеряется по ходу часовой стрелки от 0 0 до 360 0 .
Курс является одним из основных навигационно-пилотажных параметров, характеризующих направление полета ЛА в воздушной среде из одной точки земной поверхности в другую.
Измерение курса производится специальными устройствами (датчиками курса), а за начало отсчета принимается одна из координатных осей системы координат на земной поверхности.
Для измерения и выдерживания курса на ЛА устанавливаются компасы, курсовые системы, курсовертикали или инерциальные курсовертикали. В этих устройствах реализован косвенный способ измерения курса. Сущность способа заключается в измерении на борту ЛА курсового угла q опорного направления, моделируемого чувствительным элементом ДК, азимут которого известен. Курс ЛА вычисляется как разность между азимутом (А) и курсовым углом опорного направления q (рис.2.):
В качестве опорного направления используются: горизонтальная составляющая напряженности магнитного поля Земли, направление главной оси гироскопа, направление на светило. В соответствии с этим способы измерения курса подразделяются на магнитный, гироскопический и астрономический. Использование нескольких способов измерения, основанных на различных физических принципах, обеспечивает повышение надежности и точности определения курса ЛА.
Магнитный способ измерения курса основан на использовании свойств магнитного поля Земли; гироскопический — на использовании свойства главной оси гироскопа стабилизироваться в определенном направлении; астрономический — на использовании фотоэлектрического эффекта для измерения направления на источник светового или радиоизлучения небесного тела.
Основным способом измерения курса является гироскопический. Он является автономным, обеспечивающим высокую точность и надежность измерений. Практически не имеет ограничений по условиям полета.
- Магнитный способ дает значительные погрешности в измерении курса и неприменим в районах магнитных полюсов.
- Астрономический способ имеет ограничения в применении по метеорологическим условиям.
- Магнитный и астрономический способы используются, как правило, для начальной выставки курса (определения начального азимута главной оси гироскопа) и коррекции курса в полете (уточнения азимута главной оси гироскопа).
- В зависимости от способа моделирования опорного направления и системы координат, используемой для отсчета курса, различают истинный, магнитный, условный и ортодромический курсы (рис.3.).
- Истинным курсом (ИК,gи) называется курс, измеренный от северного направления касательной к истинному меридиану места ЛА геодезической (нормальной сферической) системы координат.
- Магнитным курсом (МК,gм) называется курс, измеренный от северного направления горизонтальной составляющей напряженности магнитного поля Земли (северного направления магнитного меридиана) места ЛА.
- Условным курсом (УК,gу) называется курс, измеренный от условного (опорного) направления, совмещенного с касательной к истинному (магнитному) меридиану выбранной точки или одной из осей условной системы координат.
- Ортодромическим курсом (ОК,gо) называется курс, измеренный от касательной к ортодромической параллели (меридиану) местаЛА ортодромической системы координат.
Рис.4. Зависимость между условным, истинным и магнитным курсами
Для контроля правильности измерения курса различными датчиками возникает необходимость перерасчета курса из одной системы координат в другую. Взаимное положение меридианов в пространстве определяется углами, значения которых снимаются с аэронавигационных карт или рассчитываются (рис.4). Угол между истинным и магнитным меридианом точки называется магнитным склонением D М. Угол между условным и истинным меридианом принято называть азимутальной поправкой D А. Угол между условным и магнитным меридианом есть условное магнитное склонение D МУ. Азимутальная поправка и D МУ измеряются от условного меридиана. Все углы измеряются в горизонтальной плоскости в диапазоне +180 0 по ходу часовой стрелки со знаком » + «, против — со знаком » — «.
где b и, b м — направление главной ортодромии, измеренное от истинного и магнитного меридианов.
Рис.5. Зависимость между истинным, магнитным и ортодромическим курсами
При расчетах может получиться значение курса более 360 0 или отрицательное. В первом случае из полученного значения вычитается период 360 0 , во втором — берется дополнение до 360 0 .
Таким образом, положение продольной оси ЛА относительно опорных направлений может одновременно определяться значениями истинного, магнитного, условного и ортодромического курсов. Для их определения на ЛА устанавливаются несколько различных по принципу действия ДК, что обусловлено требованием надежности измерения и выдерживания курса.
Чтобы закрепить усвоенный материал, пожалуйста, пройдите следующий тест
Источник
Принципы измерения курса и виды курсовых приборов
Курс характеризует направление продольной оси ВС в горизонтальной плоскости, то есть показывает, куда направлен «нос» самолета. Он имеет большое значение для навигации, поскольку одновременно является и пилотажным, и навигационным элементом. Очевидно, что на борту ВС должны быть навигационные средства для непрерывного измерения курса. Их называют курсовыми приборами или просто компасами.
Курс представляет собой угол в горизонтальной плоскости между направлением, принятым за начало отсчета и направлением проекции на эту плоскость продольной оси ВС. Чтобы физически измерить этот угол с помощью технического устройства (компаса), необходимо знать оба эти направления. Очевидно, что направление продольной оси ВС всегда известно – ведь компас находится на борту. Следовательно, главная проблема заключается в том, чтобы в любой момент знать, как проходит направление начала отсчета независимо от того, какое положение занимает самолет.
В зависимости от того, каким образом определяется направление начала отсчета, различают следующие физические принципы измерения курса и, соответственно, виды компасов.
1. Магнитный принцип. Основанные на нем курсовые приборы называют магнитными компасами. Направлением начала отсчета служит направление горизонтальной составляющей вектора напряженности магнитного поля Земли, называемое северным направлением магнитного меридиана. Это направление непрерывно определяется чувствительным элементом магнитного компаса. Магнитный компас является самым древним навигационным прибором.
2. Гироскопический принцип. Гироскоп – это быстро вращающееся тело. В соответствии с законами механики гироскоп стремится сохранять направление оси своего вращения в пространстве. В гироскопических компасах гироскоп помещают в специальное устройство – карданов подвес, который обеспечивает ему три степени свободы и дает возможность гироскопу сохранять свое направление, независимо от эволюций самолета (кренов, тангажа, разворотов). Направление горизонтально расположенной оси гироскопа и служит направлением начала отсчета при использовании гироскопических компасов.
3. Астрономический принцип. В вычислителе астрономического компаса непрерывно рассчитывается истинный курс. Для этого рассчитывается пеленг небесного светила (Солнца, Луны, звезды) в данный момент времени относительно меридиана места самолета и измеряется угол между продольной осью ВС и направлением на светило.
4. Инерциальный принцип. Инерциальные навигационные системы основаны на измерении ускорений ВС по трем осям системы координат и позволяют определять в полете большое количество различных навигационных параметров. С точки зрения измерения курса инерциальные системы традиционного типа используют гироскопический принцип. В таких системах устройства для измерения ускорений – акселерометры − установлены на стабилизируемой с помощью точных гироскопов платформе, которая на протяжении всего полета сохраняет горизонтальное положение и сориентирована по меридиану. В этом случае не составляет проблемы измерить и отобразить на индикаторах угол между осью гироплатформы и продольной осью самолета, то есть курс.
Но в инерциальных системах нового поколения − бесплатформенных системах − курс определяется другим способом, что позволяет отнести его к отдельному принципу определения курса. В таких бесплатформенных системах непрерывно измеряется угловая скорость поворота ВС вокруг трех перпендикулярных осей, что позволяет в любой момент определить угол, на который повернута каждая ось (в том числе – продольная ось ВС) относительно первоначального положения. Поэтому, если в начальный момент времени курс был известен, то его можно расчетным путем определить и в любой последующий момент времени.
Независимо от принципа действия любой компас включает в себя чувствительный элемент и индикатор (указатель). Чувствительный элемент – это та часть компаса, которая непосредственно определяет направление начала отсчета курса. Индикатор предназначен для отображения измеренного курса и, как правило, представляет собой круговую шкалу, на которой напротив стрелки или специального индекса можно отсчитать курс.
Если чувствительный элемент и индикатор конструктивно совмещены, то такие компасы называют совмещенными. Разумеется, они размещаются в кабине экипажа, поскольку индикатор должен располагаться на приборной доске.
Если же индикатор находится в кабине экипажа, а чувствительный элемент в другом месте ВС, то компасы называют дистанционными. В настоящее время практически все курсовые приборы являются дистанционными.
Источник
ОБЩИЕ МЕТОДЫ ОБ ИЗМЕРЕНИИ МАГНИТНОГО КУРСА
ОБЩИЕ МЕТОДЫ ОБ ИЗМЕРЕНИИ МАГНИТНОГО КУРСА
ЛЕТАТЕЛЬНОГО АППАРАТА
Назначение курсовых приборов и систем
Курсовые приборы и системы служат для определения курса ЛА, являющегося важным пилотажно-навигационным параметром.
Курсом 
летательного аппарата называется угол между некоторыми заданными направлениями в плоскости горизонта и проекцией на эту плоскость продольной оси ЛА (рис. 1). В зависимости от выбора начала отсчета различают следующие виды курса: истинный, отсчитываемый от северного направления географического меридиана; магнитный, отсчитываемый от северного направления магнитного меридиана; ортодромический, отсчитываемый от «северного» направления ортодромического.
В авиационных курсовых приборах (компасах) и системах наиболее широко применяются магнитный и гироскопический методы измерения курса. Первый из них основан на использовании магнитного поля Земли, второй — на учете закона движения гироскопа относительно связанной с Землей системы координат. Магнитный метод реализуется в магнитных компасах, а гироскопический — в курсовых гироскопах (гирополукомпасах).
Ограниченное применение находят астрономические компасы, реализующие астрономический метод измерения курса, основанный на пеленгации небесных тел с учетом законов их движения относительно Земли. Достаточно широко используются радиокомпасы, соответствующие радиотехническому методу измерения курсового угла наземной радиостанции (КУР) — угла между горизонтальными проекциями продольной оси ЛА и направления на радиостанцию.
Из перечисленных курсовых приборов в данной главе рассматриваются магнитные компасы и курсовые гироскопы. Помимо самостоятельного применения они служат базовыми датчиками в курсовых системах и курсовертикалях. Магнитные недистанционные компасы выполняют важную роль резервных измерителей курса, используемых при отказе основных курсовых средств.
Курсовые приборы
Магнитные компасы. Простейшим устройством для определения направления магнитного меридиана Земли служит магнитная стрелка. Северное направление магнитного меридиана задается горизонтальной составляющей Н вектора напряженности Т магнитного поля Земли (рис. 2). Угол 
называется магнитным наклонением, а угол d между направлениями географического NS и магнитного меридианов — магнитным склонением. Величина и знак d, необходимые для перехода от магнитного курса к истинному, определяются по полетным картам.
| |
|
В недистанционных магнитных компасах (например, типа КИ-13) роль магнитной стрелки выполняют цилиндрические постоянные подвижные магниты. Компасам с подвижными магнитами свойственны значительные погрешности из-за трения в опорах магнитной системы. Кроме того, при разворотах самолета возникают погрешности увлечения, поскольку начинающая вращаться при этом жидкость (заполняющая корпус прибора) отклоняет ось магнитов от вектора Н.
От указанных погрешностей свободны индукционные датчики магнитного курса. Чувствительный элемент индукционного датчика (рис. 3) представляет собой два пермаллоевых сердечника 3 с первичными обмотками 1 и 2, включенными встречно. Обмотки питаются напряжением U переменного тока частоты f. Оба сердечника охвачены вторичной обмоткой 4 (часто пользуются две сигнальные обмотки, намотанные поверх первичных и включенные согласно).
|
В датчиках серии ИД с тремя элементами (рис. 4) последние расположены треугольником на общем основании 1. Основание помещено в двухстепенной карданов подвес и благодаря нижней маятниковости удерживается в горизонтальной плоскости. Первичные обмотки элементов соединены последовательно и питаются напряжением U частоты 400 Гц. Концы сигнальных обмоток, соединенных звездой либо треугольником, подсоединяются к статорным обмоткам сельсина-приемника СП.
Индукционный датчик курса ИД-6 в отличие от рассмотренного имеет два чувствительных элемента, расположенных взаимно перпендикулярно (рис. 5). В этом случае вместо сельсина в качестве приемника сигналов 
используется синусно-косинусный трансформатор (СКТ)
Индукционные датчики курса как самостоятельные устройства не применяются. Они широко используются в курсовых системах для магнитной коррекции последних ввиду более высокой инструментальной, точности по сравнению с датчиками с подвижными магнитами.
Курсовые системы
Принцип построения. Ни один из применяемых компасов (датчиков курса) вследствие присущих им недостатков не может обеспечить точное измерение курса в любых условиях полета. По этой причине, а также с целью повышения надежности измерений широко применяются курсовые системы, основанные на комплексном использовании разнородных датчиков курса, при котором уменьшается результирующая погрешность измерения.
Базовым датчиком курса в любой курсовой системе служит курсовой гироскоп, корректируемый (непрерывно либо эпизодически) от магнитного либо астрономического датчика. Типовая схема взаимодействия датчиков магнитного 
и гироскопического 
курсов поясняется на рис. 7. Роль датчика выполняет так называемый коррекционный механизм (КМ), ротор выходного сельсина СПкм которого поворачивается соответственно значению + 
( — погрешность магнитного курса) по сигналам индукционного датчика . Гироскопическим датчиком служит курсовой гироскоп в гироагрегате курсовой системы с закрепленным на оси внешней рамки ротором сельсина датчика курса СДГА. Статор СДГА поворачивается относительно корпуса гироагрегата на угол 
с помощью показанной на рисунке следящей системы.
|
Сигнал курса , выдаваемый потребителям, определяется суммой 
.
Убедимся, что рассматриваемая схема с точностью до погрешностей обеспечивает равенство 
.
Пусть 
= 0. Тогда в согласованном положении следящей системы, когда напряжение роторной обмотки СПкм равно рулю, напряжения статорных обмоток этого сельсина будут однозначно определяться только значением . А это означает, что потребителям будет выдаваться сигнал 
вне зависимости от величины 
(равенство будет обеспечено за счет соответствующего изменения угла ).
Из схемы следует, что постоянная составляющая погрешности магнитного (индукционного) датчика пройдет на выход курсовой системы, однако флуктуационная составляющая будет существенно ослаблена по причине инерционности следящей системы. Из приведенного выше пояснения следует также, что постоянные погрешности курсового гироскопа (входящие в ) вообще не проходят на выход. Можно показать, что при надлежащем выборе постоянной времени следящей системы медленно изменяющаяся погрешность гироскопа (из-за его дрейфа) не приведет к существенным погрешностям выхода. Заметим, что выходной сигнал рассмотренной системы принято называть гиромагнитным курсом 
.
При астрокоррекции гироскопического датчика применяется схема, подобная рассмотренной.
Следует подчеркнуть, что медленно меняющиеся погрешности корректирующих датчиков (магнитного либо астрономического), обусловленные маневрированием ЛА, могут вызвать значительные погрешности курса. Поэтому по мере совершенствования курсовых гироскопов применение режимов их длительной коррекции в курсовых системах ограничивается.
НАЗНАЧЕНИЕ
Курсовая система «Гребень» предназначена для определения курса самолета (вертолета) и для обеспечения сигналами курса как индикаторов курса летчика и штурмана, так и всех самолетных (вертолетных ) устройств, решающих задачи навигации и пилотирования.
Система «Гребень» является централизованным самолетным устройством, объединяющим гироскопические, магнитные и астрономические средства определения курса.
Система «Гребень», предназначена для установки на самолеты и вертолеты. В зависимости от решаемых задач и условий полета система может работать в следующих режимах:
— магнитной коррекции МК,
— начальной выставки или задатчика курса ЗК.
В процессе работы система получает электрические сигналы от самолетных датчиков:
— угловой скорости разворота;
— истинного или ортодромического курса, определяемого дистанционным астрокомпасом или звездно-солнечным ориентатором;
— синуса широты места;
КОМПЛЕКТАЦИЯ
Курсовая система «Гребень» выпускается в двух комплектациях: «Гребень-1» одинарная и «Гребень-2» сдвоенная. В табл. 1 указаны приборы, из которых состоит курсовая система «Гребень».
Таблица 1.
| Наименование | «Гребень-1» | «Гребень-2» | |
| шифр | кол. | шифр | кол. |
| 1. Индукционный датчик | ИД-6 | ИД-6 | |
| 2. Коррекционный механизм | КМ-2 | КМ-2 | |
| 3. Гироагрегат | ГА-8 | ГА-8 | |
| 4. Пульт управления | ПУ-38 | ПУ-39 | |
| 5. Блок усилителей | БУ-12 сер.1 | БУ-12 сер.1 | |
| 6. Рама амортизационная | РА-6 сер. 1 | РА-6 сер. 1 |
ТЕХНИЧЕСКИЕ ДАННЫЕ
2.3.1. Погрешность системы в режиме ГПК в нормальных климатических условиях и при температуре +50 0 C не превышает 
1 0 /час, при температуре до -60 0 С не превышает 2 0 /час.
2.3.2. Погрешность в определении магнитного курса на широтах до 80 0 не превышает 0,7 0 в прямолинейном горизонтальном полете.
2.3.3. Погрешность дистанционной передачи сигналов курса на СКТ не превышает 10′.
2.3.4. Дополнительная погрешность в режимах ГПК на каждую минуту действия линейных или виражных ускорений, а также при выборе высоты или снижений не более 0,1 0 .
2.3.5. Количество внешних потребителей курса, эквивалентных СКТ-265П, должно быть не более шести.
2.3.6. Время готовности к работе не более:
· В режиме коррекции (МК, АК, ЗК) – 3 мин.
· В режимах ГПК – 5 мин.
При температуре -60 0 С время готовности системы к работе не более 10 мин.
2.3.7. Напряжение и частота в источниках питания:
· Для цепей 3-х фазного переменного тока 
В частота 4008Гц.
· Для цепей постоянного тока: -27 2,7В.
2.3.8. Скорости согласования:
· Нормальная скорость в режимах МК, АК, ЗК – от 2 до 4 0 /мин.
· Большая скорость в режимах МК, АК, ЗК – не менее 10 0 /мин.
2.3.9. Потребляемая мощность указана в табл. 2
Таблица 2
| Потребляемая мощность | Комплектация | |
| «Гребень-1» | «Гребень-2» | |
| По постоянному току | 25Вт | 50Вт |
| По переменному току | 60Вт | 130Вт |
| По постоянному току в цепи обогрева | 150Вт | 300Вт |
2.3.10. Переменный ток, потребляемый системой в установившемся режиме, указан в табл. 3.
Таблица 3
| Фаза | Потребляемый ток, не более, А | |
| «Гребень-1» | «Гребень-2» | |
| А | 1,0 | 1,5 |
| В | 1,0 | 1,5 |
| С | 1,0 | 1,5 |
· Гребень-1 – не более 13,5 кг.
· Гребень-2 – не более 17 кг.
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;
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.
БЛОК СХЕМА
Курсовая система «Гребень-1», блок-схема которой приведена на рис. 9 состоит из следующих блоков: гироагрегата ГА-8, пульта управления ПУ-38, коррекционного механизма КМ-2, индукционного датчика ИД-6, блока усилителей БУ-12 сер. 1 и рамы амортизаторной РА-6 сер. 1.
|
ПРОВЕРКА РАБОТОСПОСОБНОСТИ
Выключить выключатели «-27В», «36В 400Гц» на «КПАП-В». Через 10 минут после включения питания переключатель режима на ПУ-38 поставить в положение «МК». Нажать кнопку «контроль» на КМ-2. УППС и РМИ-2 должны отработать курс 315 10 градусов.
Проверка в режиме «ЗК»
Переключатель режима работы на ПУ-38 установить в положение «ЗК». На лицевой панели КМ-2 должна загореться лампа «ЗК». На счетчике склонения КМ-2 установить любые значения со знаком «+» или «-» и при нажатой кнопке согласования на ПУ-38 следить за показаниями на УППС. Погрешность показаний не должна превышать 1 градусов.
ТРЕБОВАНИЯ К ОТЧЕТУ
Отчет должен быть оформлен в соответствии с требованиями нормоконтроля [3,4]. Привести структурную и функциональную схемы курсовой системы, таблицу экспериментальных данных, выводы, список используемой литературы.
КОНТРОЛЬНЫЕ ВОПРОСЫ
5.1. Назначение и состав курсовой системы «Гребень».
5.2. Как учитывается суточное вращение Земли при определении курса.
5.3. Принцип работы индукционного датчика.
УКАЗАТЕЛЬ ЛИТЕРАТУРЫ
1. Авиационное оборудование; Учебник/Под ред. Ю.П. Доброленского. М.:
Воениздат, 1989. 248с.
2. Браславский Д. А. Приборы и датчики летательных аппаратов. М.: Машиностроение, 1970, 392 с.
3. СТП ЛИАП 101-82, Документы текстовые учебные. Титульные листы и основные надписи,
4. СТП ЛИАП 103-85. Документы текстовые учебные. Общие требования. Методические указания.
ОБЩИЕ МЕТОДЫ ОБ ИЗМЕРЕНИИ МАГНИТНОГО КУРСА
Источник
