Ошибки гирополукомпаса гпк-52ап

При совершении самолетом разворотов со скоростью менее 0,1 ч-0,3 град/с. горизонтальная коррекция не отключается, а при действии ускорений маятник показывает кажущуюся верти­каль, что приводит к ошибке в выдерживании горизонтального по­ложения оси собственного вращения гироскопа. Не горизонтальность оси собственного вращения гироскопа, в свою очередь, вызы­вает небольшую ошибку в азимуте. Если же самолет совершает разворот со скоростью, большей той, при которой происходит от­ключение коррекции выключателем коррекции, то гироскоп не подвергается горизонтальной коррекции и за счет собственного ухода по внутренней оси карданова подвеса имеет ошибку в изме­рении курса. Эта ошибка носит название после виражной.

Ошибка из-за остаточного собственного ухода ГПК-52АП в азимуте. Остаточным уходом эта ошибка назы­вается потому, что считается, что основной собственный уход (по­стоянная составляющая ухода) должен быть скомпенсирован с помощью поправочного потенциометра 10 (см. рис. 8.3).

Причин, вызывающих уход гироскопа, много, основными из них являются остаточная несбалансированность, моменты трения по внутренней оси карданова подвеса, ускорения самолета, магнитные поля, тепловые нагрузки и т. д., которые приводят к уходу гиро­скопа в азимуте со скоростью до 2 град/ч, а поэтому гирокомпас должен периодически корректироваться по другим измерителям курса.

Ошибка из-за несоответствия фактической географической широты и установленной в приборе. Установить на приборе фактическую широту места трудно но следующим причинам: 1) текущая широта обычно точно не известна; 2) шкала широтного потенциометра довольно грубая (цена деления 2°).

Обычно в полете устанавливается некоторая средняя широта двух пунктов маршрута.

Кардановая погрешность курсового гироскопа. Если бы самолет разворачивался в плоскости горизонта без крена (плоский разворот), то измерение курса происходило бы в той же плоскости. В реальных условиях измерение курса происходит не в гори­зонтальной плоскости, а в наклонной, так как ось внешней рамы гирополукомпаса. вместе с самолетом имеет крен. Эта погрешность порождается кардановым подвесом гироскопа и имеет чисто гео­метрический характер.

Для уяснения существа кардановой погрешности обратимся к рис. 8.7, где Oxyz — некоторая неподвижная прямоугольная си­стема координат, у которой ось Оу вертикальна. Представим, что:

1) перед началом разворота система координат Oxyz, связанная с
самолетом, и система Ox'y'z', связанная с гироскопом, совпадают;

2) самолет при развороте получил крен γ. Это вызовет отклоне­ние оси внешней рамы карданова подвеса у', жестко свя­занной с самолетом, через подшипники. При разворотах ось Оу' внешней рамы карданова подвеса непосредственно участвует в движении самолета и описывает вокруг вертикальной оси конус с углом при вершине, равным 2γ. Между тем главная ось гироско­па Oz' благодаря горизонтальной коррекции сохраняет свое поло­жение в плоскости горизонта. Угол, составленный осями z и z", характеризует истинный угол разворота самолета ψ_и. Шкала при­бора, по которой фактически измеряется величина угла разворота, вследствие крена самолета при некоторых углах находится не в горизонтальной плоскости. Следовательно, отсчет угла разворота самолета по шкале дает искаженные значения.

Рис.8.7 К определения карданвой погрешности.

Кардановая погрешность имеет место не только при углах кре­на, но и при углах тангажа. В связи с тем, что углы тангажа транс­портных самолетов невелики, не более 15°, величина ошибки в этом случае не превышает 1,5°. Следует отметить, что после разворота, когда крен становится равным нулю, кардановая погрешность исче­зает.

Для компенсации кардановых ошибок от крена и тангажа необ­ходимо курсовой гироскоп устанавливать на стабилизированную в плоскости горизонта площадку. В курсовых системах ограничива­ются стабилизацией внешней оси карданова подвеса гироскопа только по углу крена.