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.

 

		Рис. 3. Чувствительный элемент индукционного датчика курса. 1,2 – первичные обмотки, 3 – пермаллоевые сердечники, 4 – вторичная сигнальная обмотка.
	Рис. 2. Параметры магнитного поля Земли

 

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).

Рис. 4. Схема включения ИД с тремя чувствительными элементами. 1 – основание ЧЭ.

 

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 СП_км 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 СД_ГА. Статор СД_ГА поворачивается относительно корпу­са гироагрегата на угол с по­мощью показанной на рисунке сле­дящей системы.

Рис. 7. Схема связи датчиков и

 

 

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 СП_км 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:

- гирополукомпаса ГПК,

- астрокоррекции АК,

- 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;

- угла крена;

- путевой скорости;

 

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 +50⁰C не превышает 1⁰/час, при температуре до -60⁰С не превышает 2⁰/час.

2.3.2. Погрешность в определении магнитного курса на широтах до 80⁰ не превышает 0,7⁰ 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 0,1⁰.

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 -60⁰С 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 4⁰/мин.

· Большая скорость в режимах МК, АК, ЗК – не менее 10⁰/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

 

2.3.11. Вес:

· 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;

- гирополукомпаса;

- астрокоррекции;

- магнитной коррекции;

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.

 

Рис. 8. Схема блочная курсовой системы «Гребень-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

ЛЕТАТЕЛЬНОГО АППАРАТА