Оборудование летательных аппаратов
Практическая работа N12-6
СИСТЕМА ВОЗДУШНЫХ СИГНАЛОВ СВС-72-3
(Продолжительность практической работы — 4 часа)
I. ЦЕЛЬ РАБОТЫ
Целью работы ячвляется изучение студентами сисмемы СВС-72-3 и
исследование ее эксплуатационных характеристик.
II. ЗАДАНИЕ НА ПОДГОТОВКУ К РАБОТЕ
(Время на подготовку к работе — 2 часа)
Изучить назначение, принцип действия, устройство, основные
технические данные СВС-72-3. Подготовиться к ответу на
контрольные вопросы.
III. МАТЕРИАЛЬНОЕ ОБЕСПЕЧЕНИЕ
1. Лабораторный стенд.
2. Система СВС-72-3.
3. Контрольно-проверочная установка БП-СВС-72.
4. Электрический пневмонасос — установка КПА-ПВД.
IV. ЗАДАНИЕ НА ВЫПОЛНЕНИЕ РАБОТЫ
1. Получить допуск к работе.
2. Изучить правила работы на установке КПА-ПВД (см. приложение
к данной работе).
3. Выполнить проверку СВС-72-3 согласно методике, изложенной в
пункте VII настоящего описания.
4. Оформить отчеты о проделанной работе.
V. ТРЕБОВАНИЯ К ОТЧЕТУ
Отчет должен содержать титульный лист; результаты проверки
СВС-72-3 по каждому пункту задания; заключение о готовности СВС к
эксплуатации; краткие ответы на контрольные вопросы.
VI. КОНТРОЛЬНЫЕ ВОПРОСЫ
*1. Виды высот.
*2. Назначение Vпр , Vист , соотношение между ними.
*3. Преимущества СВС перед обычными аэрометрическими приборами
и датчиками.
*4. Какие параметры в СВС-72-3 выводятся на индикацию ?
5. Градуировочные формулы связи высоты, приборной , истинной
скорости, числа М со статическим, динамическим давлением и темпе-
ратурой воздуха ( иметь четкое представление — от каких параметров
зависят H, Vпр., Vист.и М ).
6. Как в СВС-72-3 учитывается изменение температуры внутри бло-
ков ?
7. Работа датчиков статического и динамического давления.
8. В каких элементах СВС-72-3 и в виде чего содержаться алгорит-
мы связи выходных параматров с входными ?
9. Каким образом и в каких узлах СВС вычисляются абсолютная
высота и приборная скорость?
10. Работа системы самоконтроля.
11. Работа мостов вычисления высоты, числа М и истинной
скорости.
12. Сравнить точностные характеристики СВС-72-3 и обычных
аэрометрических приборов.
13. Назначение кулачка К1 и корректора в датчике статического
давления.
14 Основные технические данные СВС-72-3.
* — вопросы для допуска.
VII. МЕТОДИКА ВЫПОЛНЕНИЯ РАБОТЫ.
1. Подготовка к проверке СВС-72-3
Выключатели питания лабораторного стенда 27 В», «36 В» и
«115 В» поставить в положение «Выключено».
Установить переключатели передней панели установки БП-СВС-72 в
положения
— «Питание», «Контроль ламп» и три выключателя «Самопроверки
СВС» — «Откл.»;
— «Подсвет», «Фаза», «Н.П.» — в нелинейное положение;
— остальные переключатели — произвольно.
По контрольному указателю высоты, установленному на
лабораторном стенде, определить и записать давление дня. Для
этого стрелки высотомера с помощью кремальеры следует установить
на «0», после чего по шкале барометрического давления указателя
считать значения барометрического давления.
2. Проверка СВС-72-3 системой встроенного контроля
Выключить питание лабораторного стенда (выключателями «27 В»,
«36 В» и «115 В»), затем выключателем «Питание» БП-СВС-72
выключить систему СВС-72-3.
На указателе «УВ-30» из комплекта СВС-72-3 установить и помощью
кремальеры давление, равное 760 мм орт. ст.
Нажать на время не более 30 сек. кнопку «Контроль» на передней
части блока БВП-7 и следить за отработкой стрелок УВ-30 и УМС-2,5.
В момент загорания лампочек сигнализации абсолютной высоты и
приборной скорости (на БВП-7) записать значения соответственно
высоты и скорости. По окончании обработки показания приборов
СВС-72-3 должны быть следующими
— относительная высота — 5000+-75 м*
— истинная скорость — 800+-30 км/ч*
— число «М» — 0,693+-0,03.
Внимание повторное нажатие кнопки «Контроль» допускается не
ранее чем через 5 минут!
Сделать вывод о соответствии контрольных значений СВС-72-3
техническим условиям (ТУ).
3.Проверка канала вычисления Нотн.
Установить на УВ-30 давление дня (значение давления взять из п.1
раздела VII данной работы).
Используя установку КПА-ПВД, проверить канал на отметках,
указанных в табл 1.
Таблица 1.
——————————————————————
Высота по контр. 0 500 1000 1500 2000 3000 4000 8000 10000
высотомеру, м
——————————————————————
Высота по УВ-30,м
——————————————————————
Погреш- УВ-30
ность,м ——————————————————
допустимая +-15 +-18 +-20 +-23 +-25 +-30 +-34 +-52 +-60
——————————————————————
Полученные данные занести в таблицу 1.
Сделать вывод о соответствии канала ТУ.
Сравнить точностные характеристики каналов с характеристиками
обычного барометрического высотомера типа ВДИ-30, считая, что
погрешности последнего распределены практически по линейному
закону и на отметках 0,5 и 10 км составляют соответственно +-20,
+-90 и +-160 м.
По окончании проверки открыть все краны КПА-ПВД и дождаться
установки стрелок УВ-30 на нуль.
4. Проверка канала вычисления числа «М»
Используя установку КПА-ПВД, проверить канал на отметках,
указанных в табл.2.
Таблица 2
——————————————————————
Число М по контр.
указателю 0,2 0,3 0,35 0,4 0,6 0,8 1,0 1,1
——————————————————————
Число М по
УМС-2,5
——————————————————————
Погрешность
по УМС-2,5
——————————————————————
Полученные данные занести в таблицу 2
Сделать вывод о соответствии канала ТУ, полагая, что допустимая
погрешность не должна превышать +-0,02 на всех отметках.
Сравнить точностные характеристики канала с характеристиками
обычного механического указателя типа УИСМ-ИК (с учетом того, что
погрешность не должна превышать +-0,02).
По окончании проверки открыть все краны КПА-ПВД и дождаться
прекращения движения стрелки числа М УМС-2,5.
5. Проверка канала вычисления истинной скорости
Используя установку КПА-ПВД, проверить канал на отметках,
указанных в табл. 3.
Таблица 3
——————————————————————
Истин.скорость по
центр.указ.,км/ч 250 300 350 500 700 900 1000 1100
——————————————————————
Истин.скорость по
«УМС-2,5»,км/ч
——————————————————————
Погрешность по
«УМС-2,5»,км/ч
——————————————————————
Полученные данные занести в табл. 3.
Сделать вывод о соответствии канала ТУ, полагая, что допустимая
погрешность не должна превышать +-20 км/ч на всех отметках.
Сравнить точностные характеристики канала с характеристиками
обычного механического указателя типа УИСМ-ИК (с учетом того, что
погрешность последнего не превышает +-60 км/ч).
По окончании проверки открыть все краны КПА-ПВД и дождаться
прекращения движения стрелок УМС-2,5 и УВ-30.
6. Оценка истинной скорости на различных высотах
Используя установку КПА-ПВД, установить по контрольному
указателю значение скорости 800 км/ч. Затем, не изменяя скорости,
быстро переключить кран выбора режима КПА-ПВД «Разр.-Давл.» в
положение «Разр.» и установить по контрольному указателю высоты
значение высоты 3000 м. Записать изменившееся значение скорости
по контрольному указателю.
Открыть все краны КПА-ПВД.
Пользуясь графиками зависимости температуры и давления от
высоты (см. Л1 и Л2), а также известной зависимостью между
истинной и приборной скорости (Л1), вычислить значение истинной
скорости на Н=3000 м, полагая, что на Н=0 скорость ровнялась 800
км/ч и динамическое давление с подъемом до Н=3000м не изменялось.
Сравнить полученное расчетное значение истинной скорости с
опытными данными. Расхождение не должно превышать 100 км/ч
(объясняется погрешностью контрольных приборов, неточностями
построения графиков и некоторыми другими причинами).
Выключить СВС-72-3 выключателем «Питание» на СВС-72 и питание
лабораторного стенда (выключателями «27 В», «36 В» и «115 В»).
Доложить преподавателю об окончании работы, результатах и
оформить отчет.
VIII. ПРИЛОЖЕНИЕ
1. Установка КПА-ПВД
Установка предназначена для проверки аэрометрических приборов.
Диапазон создаваемых давлений и разряжений соответственно до
значения приборной скорости 1600 км/ч (на Н=0 км) и значения Н=11
км.
Напряжение питания КПА-ПВД — 27 В постоянного тока.
Правила пользования КПА-ПВД
1. При создании давления и разряжения их изменения не должны
осуществляться быстрее, чем 50-100 км/ч/сек и 150-200 м/сек по
указателю КПА-ПВД и контролируемым высотомерам соответственно.
2. Время непрерывной работы установки не более 5-10 минут, с
последующим перерывом не менее 3-5 минут.
3. Вид панелей управления КПА-ПВД представлен на рис. 1.
4. Для создания динамического давления (скорости) необходимо
(рис. 1)
— кран 11 установить в положение 2000 км/час;
— кран 7 установить в положение «Давл.»;
— кран 2 закрыть;
— включить переключатель 6 и плавным вращением открыть кран 4.
При достижении требуемого давления (скорости) кран 4 закрыть, а
переключатель 6 выключить. Сброс давления осуществляется плавным
открытием крана 2.
5. Для создания статического давления (высоты) необходимо
— кран 7 установить в положение «Раза.»;
— кран 5 закрыть;
— кран 16 установить в положение «300» (поворот на 300 град.);
— выключить переключатель 6 и плавным вращением открыть кран 3.
При достижении требуемого статического давления (высоты) кран 3
закрыть, а переключатель 6 выключить. Для сброса статического
давления плавно открыть кран 5.
2. Основные технические данные СВС-72-3
Диапазон измеряемых параметров
— абсолютная высота ……….(-500 — 25000)м +-(15 -210)м;
— относительная высота…………..(0-25000)м +-(15-210)м;
— число «М»…………………….(0,3-2,5)+-(0,02-0,03);
— истинная скорость…………(350-2500)км/ч-(13-30)км/ч;
— приборная скорость……………..(200-1400)км/ч+-8км/ч;
Контрольные значения
— относительная высота………………………5000+-75м;
— истинная скорость……………………….800+-30км/ч;
— число «М»………………………………0,693+-0,03;
Потребляемая мощность
— по постоянному току напряжением 27 В……………70 Вт;
— по переменному однофазному току напряжением 115В..250В.А;
— по переменному трехфазному току напряжением 36В….40В.А;
Масса……………………………………….11 кг.
Литература
1. Системы электронной автоматики, приборное и высотное
оборудование летательных аппаратов; Учебник/Демушкин С.К. и др.
М. Воениздат, 1976. 311 с. (для изучения с. 20-36,40-43,51-53).
2. Авиационные приборы; Учебник/Под ред. С.С.Дорофеева.М.
Воениздат, 1992. 496с. (для изучения с. 253-271).
3. Альбом схем и рисунков. Часть 2. Зайцев А.А., Мильчаков С.В.
М. ОВК МЭИ, 1989. 127 с.
Тема №14. Системы измерения курса и курсовертикали.
Занятие №2 (2 часа).
1. Курсовой гироскоп (гирополукомпас).
Курсовым называется трехстепенной астатический гироскоп с вертикально расположенной осью наружной рамы. Главная ось курсового гироскопа находится в горизонтальной плоскости и занимает произвольное по отношению к осям ЛА положение, например, в исходном состоянии перпендикулярна к оси ОХ1 ЛА и к заданному направлению ОХ0 полета (рис. 1).
Курсовой гироскоп предназначен для измерения угла отклонения ЛА от заданного курса (угла рысканья ?). При повороте ЛА на угол ? вместе с ним относительно шкалы III, закрепленной на оси наружной рамы гироскопа, перемещается индекс И, нанесенный на корпусе прибора, жестко связанного с ЛА. Поскольку главная ось гироскопа сохраняет неизменным свое положение в пространстве, то положение индекса И относительно отметки О, нанесенной на шкале, и является мерой углового отклонения ЛА от заданного направления полета.
Трехстепенной астатический гироскоп не обладает в отличие, например, от магнитного компаса, способностью устанавливаться по направлению меридиана, так как его главная ось сохраняет (с точностью до собственных уходов) то положение в инерциальном пространстве, какое она имела к окончанию времени разгона ротора. Поэтому рассматриваемый гироскоп называется гирополукомпасом (ГПК). Основными погрешностями ГПК, как и любого гироскопа, являются кажущийся уход, собственный уход и карданная погрешность.
2. Основные погрешности ГПК и способы их устранения.
2.1 Кажущийся уход ГПК из-за вращения Земли.
Составляющие вектора ?з угловой скорости вращения Земли (рис. 14.13. а) для точки О, находящейся на широте ?, равны ?
* горизонтальная составляющая ?зг=?з?cos?;
* вертикальная составляющая ?зв=?з?sin?.
Пусть ГПК сориентирован в точке О следующим образом (рис. 2б)
* главная ось лежит в плоскости горизонта, причем вектор Н направлен на восток Е;
* ось внутренней рамы Х (ось подвеса гиромотора) горизонтальна и направлена на север N;
* ось наружной рамы направлена по местной вертикали Z.
При таком расположении горизонтальная составляющая ?зг полностью проецируется на ось внутренней рамы, а вертикальная составляющая ?зв — на ось наружной рамы ГПК.
Наблюдатель из космоса (в соответствии с рис. 2б) будет видеть, что
1. Главная ось ГПК сохраняет неизменным свое положение в инерциальном пространстве;
2. Верхний левый конец плоскости горизонта поднимается, а правый нижний — опускается. Это обусловлено горизонтальной составляющей ?зг угловой скорости вращения Земли и происходит со скоростью, равной ?зг;
3. Плоскость горизонта вращается вокруг местной вертикали Z. Это обусловлено вертикальной составляющей ?зв угловой скорости вращения Земли и происходит против часовой стрелки, если смотреть с конца вектора ?зв, со скоростью, равной ?зв.
Наблюдатель, находящийся на Земле, ее вращение не ощущает. Поэтому он будет видеть, что
1. Вектор Н поднимается над плоскостью горизонта с угловой скоростью ?х, равной по величине и противоположной по знаку горизонтальной составляющей ?зг угловой скорости вращения Земли, то есть ?х= -?зг;
2. Вектор Н вращается в плоскости горизонта с угловой скоростью ??, равной по величине и противоположной по знаку вертикальной составляющей ?зв угловой скорости вращения Земли, то есть ??= -?зв.
Угловые скорости ?х и ?? в данном случае есть скорости кажущегося ухода ГПК из-за вращения Земли вокруг осей внутренней и наружной рам соответственно.
Величина ухода ?=???t в плоскости горизонта, обусловленная вертикальной составляющей ?зв угловой скорости вращения Земли, является погрешностью ГПК в измерении курса. Она устраняется системой азимутальной широтной коррекции — моментной или кинематической (см. тему N13, занятие N2).
Величина ухода ?=?х?t из плоскости горизонта, обусловленная горизонтальной составляющей ?зг угловой скорости вращения Земли, компенсируется системами межрамочной или маятниковой коррекции.
2.2 Кажущийся уход ГПК из-за движения ЛА.
Предположим, что Земля не вращается. Пусть ГПК, находящийся на северном полюсе N, выставлен так, что ось его наружной рамы вертикальна, а главная ось — горизонтальна (рис. 3а).
При перемещении ЛА к экватору ось наружной рамы ГПК будет вместе с ЛА поворачиваться в инерциальном пространстве, но по отношению к Земле всегда будет оставаться вертикально (если ЛА летит горизонтально). При этом главная ось ГПК, сохраняя неизменным свое направление в инерциальном пространстве, относительно Земли будет поворачиваться и на экваторе займет вертикальное положение, вследствие чего гироскоп «сложится».
Для удержания главной оси ГПК в плоскости горизонта применяется, как было уже сказано, межрамочная или маятниковые системы коррекции. Уход же ГПК в плоскости горизонта («в азимуте») из-за движения ЛА зависит от вида траектории.
Пусть ЛА перемещается из точки А в точку В, причем в точке А главную ось ГПК (вектор Н) совместим с вектором W путевой скорости.
Если ЛА будет двигаться по локсодромии, то ее проекция на горизонтальную плоскость, построенную в точке А, есть кривая линия (рис. 3б).
При этом в точке В вектор Н уже не будет совпадать с вектором W, то есть имеет место кажущийся уход ГПК в плоскости горизонта, обусловленный движением ЛА по криволинейной траектории.
Проекция ортодромии на горизонтальную плоскость есть прямая линия (рис. 3в). При этом в точке В, также как и в точке а, вектор Н совпадает с вектором W, то есть в этом случае кажущегося ухода ГПК в азимуте не будет.
Получим выражения для суммарного кажущегося ухода из-за вращения Земли и перемещения ЛА. Пусть ЛА движется по локсодромии с постоянным истинным курсом ?и, с путевой скоростью W и в каждый момент времени находится в точке О с текущей широтой ?. Свяжем с этой точкой сопровождающую географическую правую систему координат ONZE, оси которой направлены следующим образом
* ON — лежит в плоскости горизонта и направлена на север;
* OZ — по линии местной вертикали;
* OE — лежит в плоскости горизонта и направлена на восток.
Проекции вектора путевой скорости на оси ON и OE обозначим WN и WE — северная и восточная составляющие путевой скорости.
За счет северной составляющей ЛА перемещается по меридиану и вращается в инерциальном пространстве с угловой скоростью
?n=(WN/R), где R — радиус Земли (высоту полета не учитываем ввиду ее малой величины по сравнению с R Земли), вектор которой лежит в плоскости горизонта и направлен в отрицательную сторону оси ОЕ, поэтому в выражении значения ?N стоит знак «минус».
За счет восточной составляющей ЛА перемещается по параллели и вращается в инерциальном пространстве с угловой скоростью
?е=(WE/(R?cos?)), вектор которой совпадает по направлению с вектором угловой скорости вращения Земли. Построим в точке О суммарный вектор ?з + ?е и разложим его на горизонтальную (проекция на ось ON) и вертикальную (проекция на ось OZ) составляющие
?г=(?з + ?Е )?cos?=?зг +WЕ/R;
?в=(?з + ?Е )?sin?= ?зв+(WЕ/R)?tg?,
где ?зг=?з?cos?, ?зв=?в?sin? — горизонтальная и вертикальная составляющие угловой скорости вращения Земли. Если скомпенсировать кажущийся уход ГПК в азимуте, то он может быть использован в качестве указателя истинного курса. Однако на высоких широтах (в районе полюсов) компенсация составляющей (WЕ/R)?tg? невозможна, так как в этом случае tg???? Следовательно, в полярных районах самолетовождение при движении по локсодромии с помощью ГПК осуществить нельзя. Это возможно только при движении по ортодромии. Необходимо иметь в виду, что азимутальный уход ГПК из-за движения ЛА по ортодромии отсутствует. Следовательно, при движении по ортодромии азимутальный уход ГПК обусловлен только вертикальной составляющей ?зв угловой скорости вращения Земли. Этот уход
компенсируется системами азимутальной широтной коррекции — моментной или кинематической.
Следует отметить, что направление и величина кажущегося ухода ГПК не зависят от направления и величины кинетического момента, а зависят только от его ориентации, вида траектории, географической широты места, а также от направления и величины скорости движения ЛА.
Плоскость ортодромии вращается вокруг местной вертикали с угловой скоростью, равной ?зв.
Если скомпенсировать уход гироскопа в азимуте из-за ?зв, то он будет строить эту плоскость. При этом ГПК является указателем ортодромии.
В этом случае ГПК (наряду с астрономическими средствами, которые здесь не рассматриваются) обеспечивает возможность навигации в полярных районах.
Плоскость ортодромии в исходном пункте маршрута ИПМ задается начальным путевым углом ортодромии НПУО, отсчитываемым от северного направления географического меридиана, причем в ИПМ этот угол равен истинному курсу (рис. 4), то есть НПУО = ?ипм (рис.14.20).
С помощью ГПК это осуществляется, например, выставкой его главной оси Z? в плоскости географического меридиана ИПМ и последующей компенсацией азимутального ухода из-за ?зв с помощью системы моментной широтной коррекции. При этом в промежуточном пункте маршрута ППМ главная ось Z? не будет совпадать с географическим меридианом ППМ (рис. 4), но будет сохранять направление географического меридиана ИПМ.
От этого направления и измеряется ортодромический курс. Если в ГПК применяется кинематическая азимутальная широтная коррекция, то произвольное положение его главной оси в пространстве (плоскости горизонта) предварительно согласуется с направлением на север, а затем компенсируется его уход в азимуте из-за ?зв.
Таким образом, если скомпенсировать азимутальный уход ГПК из-за ?зв, то его ориентация относительно ортодромии будет неизменной. Следовательно, если с помощью такого гирополукомпаса выдерживать постоянный ортодромический курс, равный начальному путевому углу ортодромии, то ЛА будет перемещаться по заданной ортодромии.
2.3. Собственный уход ГПК.
Собственный уход ГПК, как и любого гироскопа, обусловлен действием вредных моментов. Для авиационных гироприборов такими моментами являются моменты сил сухого трения Мтр в подшипниках (опорах) и в контактных токоподводах, а также моменты небаланса Мнб и моменты, создаваемые упругими токоподводами (последние применяются в случае ограниченного угла поворота элементов гироскопа).
Действие указанных моментов относительно оси наружной рамы приводит к уходу гироскопа вокруг оси внутренней рамы и погрешности в измерении курса не вызывает. Этот уход компенсируется системами межрамочной и маятниковой коррекции. Действие же вредных моментов Мхтр, Мхнб (рис. 5) относительно оси внутренней рамы приводит к уходу ГПК вокруг оси наружной рамы с угловой скоростью
??=(Мхтр+Мхнб)/(Н?cos?), что вызывает погрешность в измерении курса.
Действие момента Мхтр очевидно из рис. 5.а. Момент небаланса Мхнб (рис. 14.16.б) возникает при смещении центра масс (ЦМ) гиромотора относительно центра подвеса О на величину l вследствие остаточной несбалансированности гироскопа в процессе производства, а также за счет люфтов и деформаций, появившихся в результате эксплуатации.
Если ЛА, на котором установлен ГПК, неподвижен или летит горизонтально, то к ЦМ будет приложена сила
F=m?g (m — масса гиромотора, g — ускорение силы тяжести).
Если ЛА летит с ускорением V?, вектор которого направлен по оси наружной рамы, то в этом случае сила F=m?V?.
Сила F и создает момент Мхнб = F?l. Как уже указывалось, для уменьшения вредных моментов применяются прецизионные подшипники и производится тщательная балансировка гироскопа.
Однако эти меры оказываются недостаточными. Поэтому для уменьшения моментов сил сухого трения применяется система «прокачки» подшипников и токоподводов, а для уменьшения влияния моментов небаланса используется электрическая «балансировка». В чем сущность работы системы «прокачки» и электрической балансировки мы рассмотрим в следующих занятиях данной темы.
2.4. Карданная погрешность ГПК.
Карданная погрешность ГПК в измерении курса возникает при наклонах ЛА по тангажу и крену. Она обусловлена поворотом наружной рамы (вместе со шкалой) вокруг ее оси за счет кинематики карданова подвеса. Этот поворот происходит при отклонениях наружной рамы от вертикального положения относительно оси, не совпадающей с главной осью или с осью внутренней рамы ГПК.
Действительно, если продольная ось ЛА (рис. 6а) совпадает с главной осью ГПК (примем это положение за нулевой курс), то
* при наклонах ЛА по тангажу вместе с ним повернется наружная рама вокруг оси Х внутренней рамы, поворота же НР вокруг ее оси не будет;
* при наклонах ЛА по крену вместе с ним повернутся наружная рама и внутренняя рама (кожух гиромотора) вокруг главной оси Z гироскопа, при этом поворота НР вокруг оси ? также не будет.
Таким образом, в рассматриваемом случае карданная погрешность ГПК не возникает. Она не возникает и тогда, когда продольная ось ЛА совпадает с осью Х внутренней рамы, в чем легко убедиться, проведя аналогичные вышеприведенным рассуждения.
Пусть теперь ЛА летит с каким-то курсом ?, при котором его продольная ось не совпадает ни с главной осью, ни с осью внутренней рамы ГПК, и пусть при этом ЛА поворачивается по тангажу. Очевидно, что этот поворот будет происходить вокруг оси АА, перпендикулярной к продольной оси ЛА и не совпадающей с осями Х и Z ГПК.
Конструктивно углы между главной осью Z и осью Х внутренней рамы , а также между осью Х и осью ? наружной рамы прямые. То есть у ГПК может меняться только угол межу осями Z и ?, причем направление оси Z в инерциальном пространстве остается неизменным. Поэтому ГПК можно представить в виде модели, изображенной на рис. 6б, где ось Z как бы «привязана» к какой-то звезде, олицетворяющей собой инерциальное пространство.
При повороте ЛА вокруг оси АА ось ? отклонится от вертикали. При этом ось Х повернется как вокруг неподвижной оси Z, так и вместе с осью ? и закрепленной на ней шкалой, вокруг оси ? по направлению стрелки на величину ??. В результате индекс, нанесенный на корпусе прибора, окажется на отметке шкалы ?’=?-??.
Величина ??=?-?’ и есть карданная погрешность в измерении курса при наличии угла тангажа или крена.
Найдем выражение для ?? в случае поворота ЛА по тангажу. Пусть в исходном положении (рис. 7а, б) продольная ось ЛА расположена в плоскости горизонта, совпадает с линией ОВ и параллельна главной оси гироскопа. Пусть, далее, ЛА повернулся в горизонтальной плоскости на угол ?, равный углу ВОА, а в вертикальной плоскости — на угол ?, равный углу АОС, так что в конечном положении его продольная ось расположена в наклонной плоскости и совпадает с линией ОС. Из треугольника АОВ, в котором угол ОАВ прямой, следует, что АВ=АО?tg?.
Из треугольника АОС, в котором угол ОАС прямой, следует, что АО=ОС?cos?. Из треугольника OCD, в котором угол OCD прямой и в котором CD=AB (по построению), следует, что
tg?’=CD/OC=AB/OC=AO?tg?/OC=tg??cos?. Таким образом, карданная погрешность равна
??=?-arctg(tg???cos?). График карданной погрешности приведен на рис.14.18.в, из которого видно, что она является периодической функцией угла ? с периодом, равным 180°.
Если при курсе 0°, 90°, 180° и 270° поперечная ось ЛА совпадает с осью внутренней рамы или с главной осью гироскопа, то карданная ошибка в этих случаях равна нулю.
При возвращении ЛА к горизонтальному полету карданная погрешность, которая может иметь значительную величину, исчезает.
Как было сказано выше, карданная погрешность возникает при наклонах ЛА не только по тангажу, но и по крену.
Для устранения карданной погрешности ГПК устанавливается в одну (на тяжелых ЛА) или две (на истребителях) дополнительные рамы.
3. Тормозное устройство ГПК.
Гирополукомпас имеет тормозное устройство, необходимость которого заключена в следующем.
Если система горизонтальной маятниковой коррекции отключена (при вираже самолета) или в случае снятия питания с прибора, наличие момента М? относительно оси наружной рамы (это может быть момент трения, небаланса и т.п.) приводит к прецессии гироскопа вокруг оси внутренней рамы, в результате чего гиромотор ляжет на упор (рис. 8а). При этом гироскоп потеряет одну степень свободы и под действием момента М? станет, как обычное твердое тело, ускоренно вращаться вокруг оси наружной рамы с увеличивающейся угловой скоростью ?? (при постоянном значении момента М?). Наличие этой угловой скорости приводит к появлению гироскопического момента Мг=Н????cos?, который по мере увеличения ?? все сильнее прижимает гиромотор к наружной раме (упору), оказывая разрушающее действие на подшипники, в которых она установлена.
Чтобы этого избежать, с двух сторон к гиромотору (рис.8б) крепятся уголки, один из которых в описанной ситуации упирается в корпус прибора (через толкатель с возвратной пружиной) и, тем самым, тормозит за счет сил трения вращение гироскопа вокруг оси наружной рамы.
Достоинством ГПК является его способность сохранять неизменным положение своей главной оси при эволюциях ЛА. Это позволяет использовать ГПК в качестве хранителя опорного направления, от которого измеряется курс самолета.
Недостатками ГПК являются
* отсутствие избирательности к заданному опорному направлению — ГПК сначала нужно выставить по этому направлению или «привязать» к нему;
* кажущийся и собственный уход, а также карданная погрешность.
Начальник цикла № 4 ВК № 1
полковник
А. Зайцев
Практическая работа N 13-6
АВИАГОРИЗОНОТ АГБ-3
(Продолжительность практического занятия — 4 часа)
1. ЦЕЛЬ РАБОТЫ
Целью работы является изучение студентами авиагоризонта
АГБ-3 и исследованию его основных эксплуатационных характери-
стик.
2. ЗАДАНИЕ НА ПОДГОТОВКУ К РАБОТЕ
(Время на подготовку к работе — 2 часа)
Изучить назначение, принцип действия, устройство, основные
технические данные АГБ-3. Подготовиться к ответу на контрольные
вопросы.
3. МАТЕРИАЛЬНОЕ ОБЕСПЕЧЕНИЕ
1. Лабораторный стенд
2. Авиагоризонт АГБ-3
3. Контрольно-проверочная аппаратура ПА-АГД-1
4. Поворотная установка ЦГВ
5. Секундомер
4. ЗАДАНИЕ НА ПОДГОТОВКУ К РАБОТЕ
1. Получить допуск к работе
2. Изучить правила работы на установке ПА-АГД-1(см. при-
ложение к данной работе)
3. выполнить проверку АГБ-3 согласно методике, изложенной
в п. 8 настоящего описания
4. Оформить отчет о проделанной работе
5. ТРЕБОВАНИЯ К ОТЧЕТУ
Отчет должен содержать титульный лист, результаты про-
верки АГБ-3 по каждому пункту задания, заключение о годности
авиогоризонта к эксплуатации, краткие ответы на контрольные во-
просы.
6. КОНТОРЛЬНЫЕ ВОПРОСЫ
1. Свойства 3-ч степенного гироскопа
2. Что такое ¦нутация¦?
3. Как ориентирована по отношению к плоскости горизонта
главная ось гироскопа в гироскопе измерителе крена и тонгажа?
4. Определение крена и тонгажа
5. Причины собственного и кажущегося ухода гироскопа
6. Способы предотвращение собственных уходов гироскопа.
7. Расшифровка ¦АГБ¦ и назначение АГБ-3.
8. Система арретирования АГБ.
9. Работа АГБ-3 при изменениях крена и тонгажа до 80 граду-
сов
10. Назанчение и работа систем продольной и поперечной
коррекции
11. Работа АГБ-3 при углах тонгажа более 84 градусов.
12. Скорость продольной и поперечной коррекции АГБ
13. Какие углы крена и тонгажа отображаются АГБ на земле в
случае стояночных значений этих углов до 6 градусов
— сразу по окончании арретирования АГБ?
— через 1 мин. по окончанияя арретирвания и отключения
сразу вслед за этим питания АГБ-3?
14. Предусмотрено ли в АГБ-3 отключение продольной и по-
перечной коррекции
15. Погрешности АГБ-3 в определении углов крена и тангажа
(углы до 30 град).
7. МЕТОДИКА ВЫПОЛНЕНИЯ РАБОТЫ
1.Подготовка установки ПА-АГД-1 и авиагоризонта АГБ-3 к
работе
Подсоединить авиагоризонт АГБ-3 к штепсельному разъему
¦Г¦ установки ПА-АГД-1. К клеммам ¦Сельсин¦ установки подсое-
динить с помощью жгута вольтметр ¦10-50В¦, размещенный на лабо-
раторном стенде. Выключатели и переключатели установки устано-
вить в следующие положения 1 — ¦откл¦, 2 — ¦1-П¦, 3 — ¦Танагаж¦, 4 —
¦Вкл¦, 5- ¦Агрегаты¦. Ротор сельсина-приемника ¦II¦ установить в
нулеве положение. С помощью рукояток ¦Крен¦ и ¦Тангаж¦ поворот-
ной установки установить шкалы крена и ьангажа в нулевое положе-
ние.
2 Проверка скорости поперечной коррекции
Выключателем ¦4¦ пульта отключить поперечную коррекцию
(вторая слева позиция переключателя). Отклонить корпус АГБ-3 вле-
во на 10 градусов и поставить выключатель ¦3¦ на пульте в положе-
ние ¦Крен¦.
Включить лабораторный стенд выключателем питания по-
стоянным током, после чего нажать кнопку арретирующего механиз-
ма АГБ-3 и, не отпуская кнопки, включить выключатель ¦I¦ пульта
(¦Питание¦). Сразу же после включения ¦1¦ кнопку арретира авиаго-
ризонта отпустить. Далее сделать выдержку в 1.5 минуты и затем по-
ставить переключатель ¦4¦ (коррекция) в положение ¦Прод.кор.вкл.¦.
Включить секундомер и следить за движением силуэта самолета к
отметке в 10 град. Записать время подхода крена к указанному значе-
нию и определить скорость поперечной коррекции по формуле
где — скорость коррекции, град/мин.
10- угол отклонения главной сои гироскопа от
местной вертикали.
t — время ухода гироскопа из завала, мин.
Скорость коррекции при выходе гироскопа из поперечного
завала должна быть от 1.8 до 6 град/мин.
Установить корпус АГБ-3 по крену и тонгажу в начальное,
нейтральное положение (контроль по шкалам угломерной установ-
ки). Нажать до упора кнопку арретира АГБ-3 (при этом кнопка может
зафиксироваться в крайнем положении). Обратить внимание на ха-
рактер изменнеий в показаниях крена и тангажа. По окончании арре-
тирования на АГБ-3 должны отображаться нулевые значения крена и
тангажа (последнее — при нейтральном положении кремальеры по-
правки тангажа).
3. Поверка работы сигнализатора отказа питания
Установить переключатель 1 в положение ¦Откл¦.
В левой верхней части шкалы тангажа должен появиться
флажок сигнализатора отказа питания. Установить переключатель 1
в положение ¦Вкл.¦, флажок должен убраться.
Последователньо вынимать перемычки из клем под ампер-
метрами 15 и 19. Появление флажка сигнализирует о перерыве пита-
ния АГБ-3 постояными переменным током.
После установки перемычек флажок убирается.
Это говорит об исправности цепей питания АГБ-3 и о работо-
способности системы сигнализации о перерыве питания.
4. Проверка работоспособности электрической схемы поправ-
ки тонгажа
Установиьт переключатель 5 в положение ¦Тангаж¦.
Повернуть ручку поправки тангажа по часовой стрелке до
упора. Индекс поправки и шклала тангажа перемещаются соответ-
ственно вверх и вниз.
При вращении ручки поправки против часовой стрелки до
упора индекс поправки и шкала тангажа перемещаются соответсвен-
но вниз и вверх.
Это говорит об исправности электрической схемы поправки
тонгажа. Вернуть ручку поправки танагажа в первоначальное поло-
жение, при этом линия искуственного горизонта АГБ-3 должна уста-
новиться симметрично относителньо нулевых делений шкалы крена.
5. Проверка погрешности показаний АГБ-3 по крену и танга-
жу
При помощи рукоятки ¦Тангаж¦ поворотной установки на-
клонить АГБ-3 на угол 5-10 градусов (кабрирование-пикирование) и
плавно вовзвратить его в исходное положеие таким образом, чтобы
линия горизонта прибора установилась против центра силуэта-
самолетика.По шкале танагажа поворотноц установки отсчитаь угол,
который и будет являться погрешностью АГБ-3 на нулевой отметке
угла тангажа.
При помощи рукоятки ¦Тангаж¦ поворотной установки зада-
вать наклоны АГБ-3 по шкале танагажа установки на углы 10, 20, 30
градусов в сторону темного (коричневого) фона, а затем — сторону
светлого (голубого) фона.
При каждом положении АГБ-3 производить отсчет его пока-
заний по углу тангажа.
Погрешность показаний АГБ-3 по углу тангажа Опре-
деляется по формуле
где — показание шкалы тангажа АГБ-3, град.;
— показание шкалы тангажа повротной платфор-
мы, град.
Полученные данные свести в табл.1.
Таблица 1
————————————————————————
— угол тангажа
установки, град 0 10 20 30
————————————————————————
-угол тангажа
АГБ-3, град
————————————————————————
-погрешность
АГБ-3, град
————————————————————————
Погрешность показаний по углам тангажа АГБ-3 не должна
превышать +1 градус.
При помощи рукоядки ¦Крен¦ установки развернуть АГБ-3
по крену на угол 5-10 градусов по чаой (против часовой стрелке, а
затем плавно вернуть его в исходное так, чтобы концы силуэта-
самолетика совместились с нулевыми делениями шкалы крена. По
шкале крена установки отсчитать угол, который и будет являться по-
грешностью АГБ-3 на нулевой отметке угла крена.
При помщи рукоятки ¦Крен¦ задавать наклоны АГБ-3 по
шкале крена установки на углы 15, 30 градусов в сторону правого
(левого) крена. При каждом положении АГБ-3 производить отсчет
его показаний по углу крена.
Погрешность показаний АГБ-3 по углу крена определяется
по формуле
где — показание шкалы крена АГБ-3, град
— показание шкалы крена установки, град
Полученные данные занести в Табл.2.
Таблица 2
—————————————————————————
— угол крена
установки, град 0 15 30
—————————————————————————
-угол крена
АГБ-3, град
—————————————————————————
-погрешность
АГБ-3, град
—————————————————————————
Погрешность показаний по углам крена АГБ-3 не должна
превышать +1 градус.
6. Определение зависимости сигналов сельсинов-датчиков
тангажа и крена АГБ-3 от углов тангажа и крена
Установить переключатель 3 в положение ¦Тангаж¦.
Наклоняя АГБ-3 по шкале тангажа установки от 0 до 30 град.,
через 5 градусов снимать показания вольтмера (шкала 0-50 В). Вер-
нуть прибор в исходное положение. Полученные данные свести в
Табл.3 и построить график зависимости
Таблица 3
—————————————————————————
— угол тангажа
установки, град 0 5 10 15 20 25 30
—————————————————————————
Напряжение
, В
—————————————————————————
Установить переключатель 3 в положение ¦Крен¦.
Наклоняя АГБ-3 по шкале крена установки от 0 до 30 град.,
через 5 градусов снимать показания вольтмера (шкала 0-50 В). Вер-
нуть прибор в исходное положение. Полученные данные свести в
Табл.4 и построить график зависимости
Таблица 4
—————————————————————————-
— угол крена
установки, град 0 5 10 15 20 25 30
—————————————————————————-
Напряжение
, В
—————————————————————————-
Вернуть прибор в исходное положение.
Выключить пиание установки ПА-АГД-1 и лабораторного
стенда. Доложить преподавателю об окончании работы и ее резуль-
татах. Оформить отчет.
8 ПРИЛОЖЕНИЕ
Устанолвка предназначена для проверок авиагоризонтов типа
АГД-1 и АГБ-3.
Напряжение питания установки переменным током 36 В +5%
частотой 400 Гц+2%, постоянным током 27 В +10%.
Масса установки 8 кг.
Цифры I,II,III обознаают фазы источника переменного тока,
знаки ¦+¦ и ¦-¦ — полюсы источника постоянного тока.
Питание установки от источников постоянного и переменно-
го тока осуществлятся с помощью жгута, подключаемого к штеп-
сельному разъему ¦Питание¦. Вольтметры 14 и 18 замеряеют посто-
янное и переменное напряжение источников тока.
Амперметры 15 и 19 замеряеют постоянный и переменный
токи в цепях авиагоризонта. Для измерения тока в фазах гиромоторов
переключатель 2 устанавливают в положения I-II, II-III, I-III.
Авиагоризонт подключается к штепельному разъему ¦Г¦
установки с помощью жгута. Переключатель 5 устанавливается в по-
ложения ¦Агрегаты¦ или ¦Комплект¦ в зависимости от типа прове-
ряемого авиагоризонта. При правильном чередовании фаз источника
переменного това горит лампа 16, при неправильном — лампа 17.
Переключателем 4 осуществляется раздельное выключение
продольной и поперечной коррекции авиагоризонта.
Лампы 13 ¦ПРК¦ (продольная коррекция) и 13 ¦ПК¦ ( по-
перчная коррекция) сигнализируют о включении коррекции. Сигналы
авиагоризонта снимают с сельсинной передачи, работающей в
трансформаторном режиме (сельсин-датчик АГБ-3 — сельсин-
приемник II установки) Ротор сельсина-приемника II имеет шкалу от
0 до 360 градусов, оцифровка через 1 градус. Замер сигналов, сни-
маемых с сельсинной передачи, производится с помощью вольтметра,
который подключается к ротору сельсина-приемника II через клеммы
¦Сельсин¦.
Подключение сельсинов-датчиков крена и тангажа АГБ-3 к
сельсину-приемнику II осуществляется пререключателем 3.
Сельси-датчик 8 выдаеь сигналы на указатели дистанционных
авиагризонтов.
Отключение продольной коррекции авиагоризонта опреде-
ляется с помощью вольтметра стенда, подключенного к клеммам
¦Продольная коррекция¦ установки.
Индикатор 9 служит для проверки правильности фаз выход-
ных сигналов по врену и тангажу.
Для его включения необходимо переключатель 9 установить
в положение ¦Вкл¦, а переключатель 3 — в положение ¦Тангаж¦ или
¦Крен¦. При правильной фазировке сигналов затемненный сектор
индикатора сужается, при неправльной — расширяется.
Включенние питания установки осуществляется с помощью
переключателя I.
2. Основные технические данные АГБ-3
1. Время готовности не более 1.5 мин.
2. Потребляемый ток
— от источника переменного тока 36 В,
400 Гц в фазах I и II не более 0.9 А
в фазе III не более 0.8 А
— от источника постоянного тока 27 В не более 0.3 А
3. Скорость прецессиии гироскопа под
действием поперечной и продольной коррекции 1.8-6 град/мин
4. Уход гироскопа по крену и тангажу за 5 мин на качающемся
основании с выключенной коррекцией не более +2.5 град
5. Точность выдерживания вертикали по крену и тангажу при вклю-
ченной коррекции на углах от 0 до 30 градусов не хуже +1 град
ЛИТЕРАТУРА
1. Соболев Б.Н. Гироскопические устроцства и курсовые си-
стемы Учебное пособие М. МЭИ, 1984, 172 с. (с 158-172).
2. Автоматическое, приборное и высотное оборудование ле-
тательных аппаратов Учебник/А. П. Иваненко и др. М. Воениздат,
1971, 440 с. (с. 148-151)
3. Конспект студента
Практическая работа N13-7а
ВЫКЛЮЧИТЕЛЬ КОРРЕКЦИИ ВК-53
(продолжительность практического занятия — 2 часа)
1. ЦЕЛЬ РАБОТЫ
Целью работы является изучение студентами выключателя
коррекции ВК-53 и исследование его эксплутационных характеристик.
П. ЗАДАНИЕ НА ПОДГОТОВКУ К РАБОТЕ
(Время на подготовку к работе — 1 час)
Изучить назначение, принцип действия, устройство, основные
технические данные ВК-53. Подготовиться к ответу на контрольные вопросы.
Ш. МАТЕРИАЛЬНОЕ ОБЕСПЕЧЕНИЕ
1. Лабораторная установка.
2. Малогабаритная поворотная установка МПУ-1.
3. Выключатель коррекции ВК-53.
4. Секундомер.
1У. ЗАДАНИЕ НА ВЫПОЛНЕНИЕ РАБОТЫ
1. Получить допуск к работе.
2. Изучить установку МПУ-1 и правила работы на ней (см. приложение
к данной работе и таблицу на боковой панели установки).
3. Выполнить проверку ВК-53 согласно методике, изложенной в п.УП
настоящего описания.
4. Оформить отчет о проделанной работе.
У. ТРЕБОВАНИЯ К ОТЧЕТУ
Отчет должен содержать титульный лист; результат проверки
ВК-53 по каждому пункту задания; заключение о годности ВК-53 к
эксплуатации; краткие ответы на контрольные вопросы.
У1. КОНТРОЛЬНЫЕ ВОПРОСЫ
*1. Свойства 2-степенных гироскопов.
*2. Понятие угла скольжения и правильного виража.
*3. Назначение систем маятниковой коррекции в гироскопических
системах.
*4. Чем вызвана необходимость отключения маятниковой коррекции?
5. Во сколько раз возрастает скорость ухода главной оси
гироскопа при отказе (несрабатывании) выключателя коррекции?
6. Работа типовой системы маятниковой коррекции.
7. Какую маятниковую коррекцию отключает выключатель ВК-53?
8. Нужно ли отключать маятниковую коррекцию при разгонах и
торможениях?
9. Работа ВК-53 до момента срабатывания исполнительного реле.
10. Работа ВК-53 после завершения виража.
11. Основные технические данные ВК-53.
УП. МЕТОДИКА ВЫПОЛНЕНИЯ РАБОТЫ
1. Подготовка установки МПУ-1 и выключателя
коррекции ВК-53 к проверке
Закрепить на поворотной платформе МПУ-1 выключатель коррекции
ВК-53 и подключить его к штепсельному разъему установки.
Подсоединить МПУ-1 к лабораторному стенду и к сети питания «220 В».
Выключатели установки МПУ-1 и лабораторной установки должны
находиться в положении «Выкл.». Перед включением МПУ-1 в работу
необходимо изучить правила ее эксплуатации, указанные на ее боковой
панели и в приложении к данной работе. Категорически запрещается
вращать маховичок установки МПУ-1 при неработающем моторе, а также
тормозить руками вращающую платформу.
2. Определение минимальной угловой скорости
выключения коррекции
Включить все выключатели на лабораторной установке (перек-
лючатель «Напр.обр.св. 0-30 В» установить в произвольное положение).
Через 30-40 секунд после включения установки переключатель
мотора МПУ-1 поставить в положение «Лево». Угловую скорость платформы
задавать по шкале задатчика угловой скорости регулировочным маховиком
(на передней панели МПУ-1).
Плавно увеличивать угловую скорость через 0,1 град/сек.
(начиная с 0),при этом делать выдержку по 10-15 сек. на каждой отметке.
В момент изменения состояния хотя бы одной из лампочек на установке
записать значение минимальной угловой скорости срабатывания ВК-53.
Это значение должно лежать в пределах 0,1-0,3град/сек.
Выключить мотор МПУ-1, сделать выдержку 10-15 сек.и повторить
проверку для вращения платформы МПУ-1 в правую сторону. Выключить
поворотную установку.
3. Проверка времени выключения коррекции
Переключатель мотора установить в положение «Лево». Задать
вращение со скоростью 0,4 град/сек. Остановить платформу и через
15 сек. вновь включить вращение с одновременным началом отсчета
времени по секундомеру. В момент изменения состояния хотя бы одной
из лампочек на установке отсчет времени прекратить и выключить
вращение платформы. Время выключения коррекции должно составлять
5-20 сек.
4. Проверка времени включения коррекции и времени
возвращения элементов ВК-53 в исходное положение
Обеспечить срабатывание ВК-53 при угловой скорости 0,4 град/сек.
(В любую из сторон). Одновременно с началом вращения платформы
поставит тумблер переключателя «Напр.об.0-30 В» вправо и наблюдать
за ростом напряжения на обмотке обратной связи двигателя ВК-53 (см.
схему на лицевой панели установки).
Через 5-7 секунд по окончании роста напряжения остановить
вращение платформы и начать отсчет времени вращения стрелки вольтметра
к нулю.При изменении состояния хотя бы одной из лампочек установки
записать время появления этого события, а в момент возвращения стрелки
вольтметра на нулевую отметку записать последнее значение времени.
Первая временная отметка соответствует времени коррекции, которое
должно составлять 5-10 сек., а вторая — времени возвращения элементов
ВК-53 в исходное положение, это время должно быть в пределах 8-13 сек.
Повторить опыт при противоположном вращении платформы.
По окончании работы выключить МПУ-1 и все выключатели лабораторной
установки поставить в исходные положения.
Доложить преподавателю об окончании работы, результатах.
Оформить отчет.
УШ. ПРИЛОЖЕНИЕ
1. Малогабаритная поворотная установка МПУ-1
Установка предназначена для проверки гироскопических приборов.
Диапазон угловых скоростей вращения платформы от 0 до 120 град/сек.
Напряжение питания МПУ — 220В, частота 50 Гц.
В корпусе установки размещен однофазный электродвигатель
переменного тока, который через редуктор вращает платформу. Угловые
скорости платформы регулируются маховичком «Меньше-Больше» и
контролируются по шкале задатчика угловой скорости вращения
платформы, размещенного на верхней панели.
Контроль угловой скорости можно осуществлять по шкале
платформы и секундомеру.
Реверсирование платформы производится после полной остановки
двигателя с помощью «Переключателя мотора» «Лево-Право».
Категорически запрещается вращать маховичок при неработающем
двигателе или тормозить платформу МПУ-1 руками! Установка должна
быть заземлена.
2. Основные технические данные выключателя коррекции ВК-53
Напряжение питания переменным трехфазным током . . . . . . 36В +-5%
Напряжение питания постоянным током . . . . . . . . . . . . 27В +-10%
Токи в фазах гиромотора ВК-53 . . . . . . . . . . . . . не более 0,4А
Время готовности к работе . . . . . . . . . . . . . не более 2-3 мин
Минимальная угловая скорость выключения
Практическая работа N13-7б
ДУБЛЕР АВИАГОРИЗОНТА ДА-200
(продолжительность практического занятия — 2 часа)
I. ЦЕЛЬ РАБОТЫ
Целью работы является изучение студентами дублера авиагоризонта
ДА-200 и исследование его эксплуатационных характеристик.
II. ЗАДАНИЕ НА ПОДГОТОВКУ К РАБОТЕ
(Время на подготовку к работе — 1 час)
Изучить назначение, принцип действия, устройство, основные
технические данные дублера авиагоризонта ДА-200 (указателя
поворота, вариометра, указателя скольжения). Подготовиться к
ответу на контрольные вопросы.
III. МАТЕРИАЛЬНОЕ ОБЕСПЕЧЕНИЕ
1. Установка УПГ-48.
2. Дублер авиагоризонта ДА-200.
3. Секундомер.
IV. ЗАДАНИЕ НА ВЫПОЛНЕНИЕ РАБОТЫ
1. Изучить установку УПГ-48 и правила работы на ней ( см.
приложение к данной работе).
2. Выполнить проверку указателя поворота ДА-200 согласно
методике, изложенной в п.VII настоящего описания.
3. Оформить отчет о проделанной работе.
V. ТРЕБОВАНИЯ К ОТЧЕТУ
Отчет должен содержать титульный лист; результаты проверки
указателя поворота ДА-200 по каждому пункту задания; заключение о
годности ДА-200 к эксплуатации; краткие ответы на контрольные
вопросы.
VI. КОНТРОЛЬНЫЕ ВОПРОСЫ
*1. Свойства 2-степенного гироскопа.
*2. Почему «дублер авиагоризонта» имеет такое название?
*3. Понятие угла скольжения и правильного виража.
4. Когда можно пользоваться указателем поворота ДА-200 в
качестве указателя крена?
5. Почему шкала указателя поворота ДА-200 отградуирована в
градусах крена, в то время как регистрирует указатель не крен, а
угловую скорость (вывести зависимость между кренами угловой
скоростью)?
6. Возможны ли правильные виражи с различными кренами?
7. Почему шкала указателя поворота ДА-200 ограничена значением
крена 45 градусов?
* Вопросы для допуска.
VII. МЕТОДИКА ВЫПОЛНЕНИЯ РАБОТЫ
1. Подготовка установки УПГ-48 и дублера авиагоризонта
Закрепить на поворотной платформе УПГ-48 ДА-200 и подключить
его к штепсельному разъему установки.Подсоединить УПГ-48 к
источнику питания через разъемы «Питание мотора» и «Питание
приборов» (на корпусе УПГ-48).
Перед включением установки УПГ-48 в работу необходимо
ознакомиться с правилами ее эксплуатации, размещенными на
передней панели.
Категорически запрещается вращать маховичек регулирования
угловой скорости вращения платформы при неработающем моторе.
2. Проверка чувствительности указателя поворота ДА-200 при
плоском развороте с угловой скоростью 0,6 град/с.
Установить рукоятку «Вращение платформы» на правой боковой
панели УПГ-48 в положение «Вкл.»; рукоятку «Наклон платформы» — в
нулевое положение; переключатель вращения платформы — в положение
«Ручное». Рукояткой реостата отрегулировать напряжение питания
УПГ-48 — 24 В. Контроль по вольтметру ПМ-70 установки.
«Переключатель мотора» установить в положение «Право». Маховичком
отрегулировать угловую скорость вращения платформы 0,6 град/с,
контролируя ее по шкале задатчика угловой скорости установки и
поддерживая напряжение питания 24 В. Определить визуально
величину шкалы, которая должна быть равна 4+-2 град. Ширина
верхней части стрелки равна 4 град.
Повторить проверку, устанавливая «Переключатель мотора» в
положение «Лево».
3. Определение погрешности указателя поворота ДА-200 при кренах
15, 30, 45 градусов с угловыми скоростями соответственно 1,1;
2,3; 4 град/с.
Проверить погрешность указателя поворота при крене 15 град с
угловой скоростью 1,1 град/с.
Наклонить ДА-200 вправо на 15 град и закрепить его. Поставить
«Переключатель мотора» в положение «Право», маховичком установить
по шкале задатчика угловую скорость платформы 1,1 град/с и по
контрольной шкале, закрепленной на стенде ДА-200, определить
погрешность указателя поворота.
Аналогично определить погрешность указателя поворота при кренах
30 и 45 град при угловых скоростях 2,3 и 4 град/с, соответственно.
При кренах прибора вправо или влево на 15, 30, 45 градусов и
соответствующих угловых скоростях стрелка указателя поворота
должна совпадать соответственно с первой (15 град), второй (30
град) и третьей (45 град) отметками контрольной шкалы и шкалы
прибора.
Погрешность указателя поворота должна быть не более +-2 градуса
(два деления по контрольной шкале).
Несовпадение стрелки указателя поворота с нулевой отметкой
шкалы не должно превышать +-1 градус.
4. Проверка времени возвращения стрелки указателя поворота
ДА-200 из крайних положений
Установить угловую скорость вращения платформы 6 град/с.
Платформу УПГ-48 вращать сначала вправо, а затем — влево.
При достижении стрелкой указателя поворота максимального
отклонения «Переключатель мотора» вернуть в нейтральное положение
и одновременно включить секундомер, замеряя время возвращения
стрелки на нулевую отметку шкалы указателя.
Время возвращения не должно превышать 1,6+-0,4 с.
Выключить питание установки.
Доложить преподавателю об окончании работы и ее результатах.
Оформить отчет.
VIII. ПРИЛОЖЕНИЕ
1. Установка УПГ-48
Установка предназначена для проверки гироскопических приборов.
Диапазон угловых скоростей вращения платформы от 0 до 18 град/с.
Напряжение питания установки постоянным током 27В+-10%. При
включении вращения платформы необходимо поддерживать напряжение
питания на уровне 24 Вольта. Контроль по вольтметру ПМ-70. В
корпусе установки размещен электродвигатель с редуктором для
вращения платформы. Угловые скорости платформы регулируются
маховичком «Регулировка оборотов» и устанавливаются по индикатору
контроля угловой скорости вращения платформы, расположенного на
передней панели установки.
Контроль угловой скорости можно осуществлять по шкале
поворотной платформы и секундомеру.
Реверсирование платформы производится после полной остановки
двигателя с помощью «Переключателя мотора» «Лево-Право».
Наклон платформы осуществляется с помощью рукоятки,
установленной на передней панели. Напряжение питания двигателя
установки осуществляется через розетку «48К», установленной на
левой панели.
Для обеспечения горизонтального положения платформы установка
снабжена регулируемыми винтами. Контроль горизонтальности
осуществляется по уровню, вмонтированного в верхнюю часть
платформы.
Внимание! Маховик регулировки угловой скорости платформы
вращать только при работающем моторе.
2. Основные технические данные указателя поворота ДА-200
Напряжение питания переменным трехфазным током ..36В+-5%.
Потребляемый ток в каждой фазе гиромотора……….0,2А.
Время возвращения стрелки указателя поворота в
нулевое положение…………………………1,6+-0,4с.
Погрешность показаний указателя поворота при
вращении платформы УПГ-48 с угловыми скоростями
1,1; 2,3; 4 град/с при кренах 15,30,45 градусов
соответственно не должны превышать……………+-2 градуса.
Масса ДА-200…………………………………1,25 кг.
Литература
1. Системы электронной автоматики, приборное и высотное
оборудование летательных аппаратов Учебник/Демушкин С.К. и др.
М. Воениздат, 1978. — 331с. (для изучения с.153).
2. Соболев Б.Н. Гироскопические устройства и курсовые системы
Учебное пособие. М. Моск.энерг.ен-т, 1984. 172 с. (для изучения
с.56-61).
3. Конспект студента.
Тема №14. Системы измерения курса и курсовертикали.
Занятие №2 (2 часа).
1. Курсовой гироскоп (гирополукомпас).
Курсовым называется трехстепенной астатический гироскоп с вертикально расположенной осью наружной рамы. Главная ось курсового гироскопа находится в горизонтальной плоскости и занимает произвольное по отношению к осям ЛА положение, например, в исходном состоянии перпендикулярна к оси ОХ1 ЛА и к заданному направлению ОХ0 полета (рис. 1).
Курсовой гироскоп предназначен для измерения угла отклонения ЛА от заданного курса (угла рысканья (). При повороте ЛА на угол ( вместе с ним относительно шкалы III, закрепленной на оси наружной рамы гироскопа, перемещается индекс И, нанесенный на корпусе прибора, жестко связанного с ЛА. Поскольку главная ось гироскопа сохраняет неизменным свое положение в пространстве, то положение индекса И относительно отметки О, нанесенной на шкале, и является мерой углового отклонения ЛА от заданного направления полета.
Трехстепенной астатический гироскоп не обладает в отличие, например, от магнитного компаса, способностью устанавливаться по направлению меридиана, так как его главная ось сохраняет (с точностью до собственных уходов) то положение в инерциальном пространстве, какое она имела к окончанию времени разгона ротора. Поэтому рассматриваемый гироскоп называется гирополукомпасом (ГПК). Основными погрешностями ГПК, как и любого гироскопа, являются кажущийся уход, собственный уход и карданная погрешность.
2. Основные погрешности ГПК и способы их устранения.
2.1 Кажущийся уход ГПК из-за вращения Земли.
Составляющие вектора (з угловой скорости вращения Земли (рис. 14.13. а) для точки О, находящейся на широте (, равны
горизонтальная составляющая (зг=(з’cos(;
вертикальная составляющая (зв=(з’sin(.
Пусть ГПК сориентирован в точке О следующим образом (рис. 2б)
главная ось лежит в плоскости горизонта, причем вектор Н направлен на восток Е;
ось внутренней рамы Х (ось подвеса гиромотора) горизонтальна и направлена на север N;
ось наружной рамы направлена по местной вертикали Z.
При таком расположении горизонтальная составляющая (зг полностью проецируется на ось внутренней рамы, а вертикальная составляющая (зв — на ось наружной рамы ГПК.
Наблюдатель из космоса (в соответствии с рис. 2б) будет видеть, что
1. Главная ось ГПК сохраняет неизменным свое положение в инерциальном пространстве;
2. Верхний левый конец плоскости горизонта поднимается, а правый нижний — опускается. Это обусловлено горизонтальной составляющей (зг угловой скорости вращения Земли и происходит со скоростью, равной (зг;
3. Плоскость горизонта вращается вокруг местной вертикали Z. Это обусловлено вертикальной составляющей (зв угловой скорости вращения Земли и происходит против часовой стрелки, если смотреть с конца вектора (зв, со скоростью, равной (зв.
Наблюдатель, находящийся на Земле, ее вращение не ощущает. Поэтому он будет видеть, что
1. Вектор Н поднимается над плоскостью горизонта с угловой скоростью (х, равной по величине и противоположной по знаку горизонтальной составляющей (зг угловой скорости вращения Земли, то есть (х= -(зг;
2. Вектор Н вращается в плоскости горизонта с угловой скоростью ((, равной по величине и противоположной по знаку вертикальной составляющей (зв угловой скорости вращения Земли, то есть ((= -(зв.
Угловые скорости (х и (( в данном случае есть скорости кажущегося ухода ГПК из-за вращения Земли вокруг осей внутренней и наружной рам соответственно.
Величина ухода (=((‘t в плоскости горизонта, обусловленная вертикальной составляющей (зв угловой скорости вращения Земли, является погрешностью ГПК в измерении курса. Она устраняется системой азимутальной широтной коррекции — моментной или кинематической (см. тему N13, занятие N2).
Величина ухода (=(х’t из плоскости горизонта, обусловленная горизонтальной составляющей (зг угловой скорости вращения Земли, компенсируется системами межрамочной или маятниковой коррекции.
2.2 Кажущийся уход ГПК из-за движения ЛА.
Предположим, что Земля не вращается. Пусть ГПК, находящийся на северном полюсе N, выставлен так, что ось его наружной рамы вертикальна, а главная ось — горизонтальна (рис. 3а).
При перемещении ЛА к экватору ось наружной рамы ГПК будет вместе с ЛА поворачиваться в инерциальном пространстве, но по отношению к Земле всегда будет оставаться вертикально (если ЛА летит горизонтально). При этом главная ось ГПК, сохраняя неизменным свое направление в инерциальном пространстве, относительно Земли будет поворачиваться и на экваторе займет вертикальное положение, вследствие чего гироскоп «сложится».
Для удержания главной оси ГПК в плоскости горизонта применяется, как было уже сказано, межрамочная или маятниковые системы коррекции. Уход же ГПК в плоскости горизонта («в азимуте») из-за движения ЛА зависит от вида траектории.
Пусть ЛА перемещается из точки А в точку В, причем в точке А главную ось ГПК (вектор Н) совместим с вектором W путевой скорости.
Если ЛА будет двигаться по локсодромии, то ее проекция на горизонтальную плоскость, построенную в точке А, есть кривая линия (рис. 3б).
При этом в точке В вектор Н уже не будет совпадать с вектором W, то есть имеет место кажущийся уход ГПК в плоскости горизонта, обусловленный движением ЛА по криволинейной траектории.
Проекция ортодромии на горизонтальную плоскость есть прямая линия (рис. 3в). При этом в точке В, также как и в точке а, вектор Н совпадает с вектором W, то есть в этом случае кажущегося ухода ГПК в азимуте не будет.
Получим выражения для суммарного кажущегося ухода из-за вращения Земли и перемещения ЛА. Пусть ЛА движется по локсодромии с постоянным истинным курсом (и, с путевой скоростью W и в каждый момент времени находится в точке О с текущей широтой (. Свяжем с этой точкой сопровождающую географическую правую систему координат ONZE, оси которой направлены следующим образом
ON — лежит в плоскости горизонта и направлена на север;
OZ — по линии местной вертикали;
OE — лежит в плоскости горизонта и направлена на восток.
Проекции вектора путевой скорости на оси ON и OE обозначим WN и WE — северная и восточная составляющие путевой скорости.
За счет северной составляющей ЛА перемещается по меридиану и вращается в инерциальном пространстве с угловой скоростью
(n=(WN/R), где R — радиус Земли (высоту полета не учитываем ввиду ее малой величины по сравнению с R Земли), вектор которой лежит в плоскости горизонта и направлен в отрицательную сторону оси ОЕ, поэтому в выражении значения (N стоит знак «минус».
За счет восточной составляющей ЛА перемещается по параллели и вращается в инерциальном пространстве с угловой скоростью
(е=(WE/(R’cos()), вектор которой совпадает по направлению с вектором угловой скорости вращения Земли. Построим в точке О суммарный вектор (з + (е и разложим его на горизонтальную (проекция на ось ON) и вертикальную (проекция на ось OZ) составляющие
(г=((з + (Е )’cos(=(зг +WЕ/R;
(в=((з + (Е )’sin(= (зв+(WЕ/R)’tg(,
где (зг=(з’cos(, (зв=(в’sin( — горизонтальная и вертикальная составляющие угловой скорости вращения Земли. Если скомпенсировать кажущийся уход ГПК в азимуте, то он может быть использован в качестве указателя истинного курса. Однако на высоких широтах (в районе полюсов) компенсация составляющей (WЕ/R)’tg( невозможна, так как в этом случае tg((Г. Следовательно, в полярных районах самолетовождение при движении по локсодромии с помощью ГПК осуществить нельзя. Это возможно только при движении по ортодромии. Необходимо иметь в виду, что азимутальный уход ГПК из-за движения ЛА по ортодромии отсутствует. Следовательно, при движении по ортодромии азимутальный уход ГПК обусловлен только вертикальной составляющей (зв угловой скорости вращения Земли. Этот уход
компенсируется системами азимутальной широтной коррекции — моментной или кинематической.
Следует отметить, что направление и величина кажущегося ухода ГПК не зависят от направления и величины кинетического момента, а зависят только от его ориентации, вида траектории, географической широты места, а также от направления и величины скорости движения ЛА.
Плоскость ортодромии вращается вокруг местной вертикали с угловой скоростью, равной (зв.
Если скомпенсировать уход гироскопа в азимуте из-за (зв, то он будет строить эту плоскость. При этом ГПК является указателем ортодромии.
В этом случае ГПК (наряду с астрономическими средствами, которые здесь не рассматриваются) обеспечивает возможность навигации в полярных районах.
Плоскость ортодромии в исходном пункте маршрута ИПМ задается начальным путевым углом ортодромии НПУО, отсчитываемым от северного направления географического меридиана, причем в ИПМ этот угол равен истинному курсу (рис. 4), то есть НПУО = (ипм (рис.14.20).
С помощью ГПК это осуществляется, например, выставкой его главной оси Z( в плоскости географического меридиана ИПМ и последующей компенсацией азимутального ухода из-за (зв с помощью системы моментной широтной коррекции. При этом в промежуточном пункте маршрута ППМ главная ось Z( не будет совпадать с географическим меридианом ППМ (рис. 4), но будет сохранять направление географического меридиана ИПМ.
От этого направления и измеряется ортодромический курс. Если в ГПК применяется кинематическая азимутальная широтная коррекция, то произвольное положение его главной оси в пространстве (плоскости горизонта) предварительно согласуется с направлением на север, а затем компенсируется его уход в азимуте из-за (зв.
Таким образом, если скомпенсировать азимутальный уход ГПК из-за (зв, то его ориентация относительно ортодромии будет неизменной. Следовательно, если с помощью такого гирополукомпаса выдерживать постоянный ортодромический курс, равный начальному путевому углу ортодромии, то ЛА будет перемещаться по заданной ортодромии.
2.3. Собственный уход ГПК.
Собственный уход ГПК, как и любого гироскопа, обусловлен действием вредных моментов. Для авиационных гироприборов такими моментами являются моменты сил сухого трения Мтр в подшипниках (опорах) и в контактных токоподводах, а также моменты небаланса Мнб и моменты, создаваемые упругими токоподводами (последние применяются в случае ограниченного угла поворота элементов гироскопа).
Действие указанных моментов относительно оси наружной рамы приводит к уходу гироскопа вокруг оси внутренней рамы и погрешности в измерении курса не вызывает. Этот уход компенсируется системами межрамочной и маятниковой коррекции. Действие же вредных моментов Мхтр, Мхнб (рис. 5) относительно оси внутренней рамы приводит к уходу ГПК вокруг оси наружной рамы с угловой скоростью
((=(Мхтр+Мхнб)/(Н’cos(), что вызывает погрешность в измерении курса.
Действие момента Мхтр очевидно из рис. 5.а. Момент небаланса Мхнб (рис. 14.16.б) возникает при смещении центра масс (ЦМ) гиромотора относительно центра подвеса О на величину l вследствие остаточной несбалансированности гироскопа в процессе производства, а также за счет люфтов и деформаций, появившихся в результате эксплуатации.
Если ЛА, на котором установлен ГПК, неподвижен или летит горизонтально, то к ЦМ будет приложена сила
F=m’g (m — масса гиромотора, g — ускорение силы тяжести).
Если ЛА летит с ускорением V(, вектор которого направлен по оси наружной рамы, то в этом случае сила F=m’V(.
Сила F и создает момент Мхнб = F’l. Как уже указывалось, для уменьшения вредных моментов применяются прецизионные подшипники и производится тщательная балансировка гироскопа.
Однако эти меры оказываются недостаточными. Поэтому для уменьшения моментов сил сухого трения применяется система «прокачки» подшипников и токоподводов, а для уменьшения влияния моментов небаланса используется электрическая «балансировка». В чем сущность работы системы «прокачки» и электрической балансировки мы рассмотрим в следующих занятиях данной темы.
2.4. Карданная погрешность ГПК.
Карданная погрешность ГПК в измерении курса возникает при наклонах ЛА по тангажу и крену. Она обусловлена поворотом наружной рамы (вместе со шкалой) вокруг ее оси за счет кинематики карданова подвеса. Этот поворот происходит при отклонениях наружной рамы от вертикального положения относительно оси, не совпадающей с главной осью или с осью внутренней рамы ГПК.
Действительно, если продольная ось ЛА (рис. 6а) совпадает с главной осью ГПК (примем это положение за нулевой курс), то
при наклонах ЛА по тангажу вместе с ним повернется наружная рама вокруг оси Х внутренней рамы, поворота же НР вокруг ее оси не будет;
при наклонах ЛА по крену вместе с ним повернутся наружная рама и внутренняя рама (кожух гиромотора) вокруг главной оси Z гироскопа, при этом поворота НР вокруг оси ( также не будет.
Таким образом, в рассматриваемом случае карданная погрешность ГПК не возникает. Она не возникает и тогда, когда продольная ось ЛА совпадает с осью Х внутренней рамы, в чем легко убедиться, проведя аналогичные вышеприведенным рассуждения.
Пусть теперь ЛА летит с каким-то курсом (, при котором его продольная ось не совпадает ни с главной осью, ни с осью внутренней рамы ГПК, и пусть при этом ЛА поворачивается по тангажу. Очевидно, что этот поворот будет происходить вокруг оси АА, перпендикулярной к продольной оси ЛА и не совпадающей с осями Х и Z ГПК.
Конструктивно углы между главной осью Z и осью Х внутренней рамы , а также между осью Х и осью ( наружной рамы прямые. То есть у ГПК может меняться только угол межу осями Z и (, причем направление оси Z в инерциальном пространстве остается неизменным. Поэтому ГПК можно представить в виде модели, изображенной на рис. 6б, где ось Z как бы «привязана» к какой-то звезде, олицетворяющей собой инерциальное пространство.
При повороте ЛА вокруг оси АА ось ( отклонится от вертикали. При этом ось Х повернется как вокруг неподвижной оси Z, так и вместе с осью ( и закрепленной на ней шкалой, вокруг оси ( по направлению стрелки на величину ((. В результате индекс, нанесенный на корпусе прибора, окажется на отметке шкалы (‘=(-((.
Величина ((=(-(‘ и есть карданная погрешность в измерении курса при наличии угла тангажа или крена.
Найдем выражение для (( в случае поворота ЛА по тангажу. Пусть в исходном положении (рис. 7а, б) продольная ось ЛА расположена в плоскости горизонта, совпадает с линией ОВ и параллельна главной оси гироскопа. Пусть, далее, ЛА повернулся в горизонтальной плоскости на угол (, равный углу ВОА, а в вертикальной плоскости — на угол (, равный углу АОС, так что в конечном положении его продольная ось расположена в наклонной плоскости и совпадает с линией ОС. Из треугольника АОВ, в котором угол ОАВ прямой, следует, что АВ=АО’tg(.
Из треугольника АОС, в котором угол ОАС прямой, следует, что АО=ОС’cos(. Из треугольника OCD, в котором угол OCD прямой и в котором CD=AB (по построению), следует, что
tg(‘=CD/OC=AB/OC=AO’tg(/OC=tg(‘cos(. Таким образом, карданная погрешность равна
((=(-arctg(tg((‘cos(). График карданной погрешности приведен на рис.14.18.в, из которого видно, что она является периодической функцией угла ( с периодом, равным 180°.
Если при курсе 0°, 90°, 180° и 270° поперечная ось ЛА совпадает с осью внутренней рамы или с главной осью гироскопа, то карданная ошибка в этих случаях равна нулю.
При возвращении ЛА к горизонтальному полету карданная погрешность, которая может иметь значительную величину, исчезает.
Как было сказано выше, карданная погрешность возникает при наклонах ЛА не только по тангажу, но и по крену.
Для устранения карданной погрешности ГПК устанавливается в одну (на тяжелых ЛА) или две (на истребителях) дополнительные рамы.
3. Тормозное устройство ГПК.
Гирополукомпас имеет тормозное устройство, необходимость которого заключена в следующем.
Если система горизонтальной маятниковой коррекции отключена (при вираже самолета) или в случае снятия питания с прибора, наличие момента М( относительно оси наружной рамы (это может быть момент трения, небаланса и т.п.) приводит к прецессии гироскопа вокруг оси внутренней рамы, в результате чего гиромотор ляжет на упор (рис. 8а). При этом гироскоп потеряет одну степень свободы и под действием момента М( станет, как обычное твердое тело, ускоренно вращаться вокруг оси наружной рамы с увеличивающейся угловой скоростью (( (при постоянном значении момента М(). Наличие этой угловой скорости приводит к появлению гироскопического момента Мг=Н'((‘cos(, который по мере увеличения (( все сильнее прижимает гиромотор к наружной раме (упору), оказывая разрушающее действие на подшипники, в которых она установлена.
Чтобы этого избежать, с двух сторон к гиромотору (рис.8б) крепятся уголки, один из которых в описанной ситуации упирается в корпус прибора (через толкатель с возвратной пружиной) и, тем самым, тормозит за счет сил трения вращение гироскопа вокруг оси наружной рамы.
Достоинством ГПК является его способность сохранять неизменным положение своей главной оси при эволюциях ЛА. Это позволяет использовать ГПК в качестве хранителя опорного направления, от которого измеряется курс самолета.
Недостатками ГПК являются
отсутствие избирательности к заданному опорному направлению — ГПК сначала нужно выставить по этому направлению или «привязать» к нему;
кажущийся и собственный уход, а также карданная погрешность.
Начальник цикла № 4 ВК № 1
полковникА. Зайцев
Практическая работа № 14-6
КУРСОВАЯ СИСТЕМА КС-3
(Продолжительность практического занятия — 4 часа)
1. ЦЕЛЬ РАБОТЫ
Целью работы является изучение студентами курсовой системы
КС-3 и исследование ее эксплуатационных характеристик.
2. ЗАДАНИЕ НА ПОДГОТОВКУ К РАБОТЕ
(Время на подготовку к работе — 2 часа)
Изучить виды и способы определения курсов, назначение, сос-
тав, режимы работы, основные технические данные КС-3. Подготовить-
ся к ответу на контрольные вопросы.
Литература
1. Системы электронной автоматики, приборное и высотное обо-
рудование летательных аппаратов Учебник/Демушкин С.К. и др. М.
Воениздат, 1978. 311 с. (для изучения с. 163-166, 198-201).
2. Автоматическое, приборное и высотное оборудование лета-
тельных аппаратов Учебник/Йваненко А.П. и др. М. Воениздат,
1971. 439 с. (для изучения с. 204-211).
3. Конспект студента.
3. МАТЕРИАЛЬНОЕ ОБЕСПЕЧЕНИЕ
1. Лабораторный стенд.
2. Курсовая система КС-3.
3. Установка проверки курсовых систем УПКС.
4. Секундомер.
5. Поворотная установка КПА-5.
1У. ЗАДАНИЕ НА ВЫПОЛНЕНИЕ РАБОТЫ
1. Получить допуск к работе.
2. Изучить правила работы на установке УПКС (см. приложение
к данной работе).
3. Выполнить проверку КС-3 согласно методике, изложенной в
пункте УП настоящего описания.
4. Оформить отчет о проделанной работе.
У. ТРЕБОВАНИЯ К ОТЧЕТУ
Отчет должен содержать титульный лист; результаты проверки
КС-3 по каждому пункту задания; заключение о годности КС-3 к
эксплуатации; краткие ответы на контрольные вопросы.
У1. КОНТРОЛЬНЫЕ ВОПРОСЫ
*1. Виды курсов.
*2. Отличие географического курса от магнитного и магнитного
от компасного.
*З. Виды девиации.
*4. Понятие ортодромии и локсодромии. Условия полета по орто-
дромии.
*5. Понятие о свободном и корректируемом гироскопе.
*6. Свойства З-степенного гироскопа.
*7. Причины собственных и кажущихся уходов гироскопа.
*8. Назначекие и комплект КС-3.
*9. Назначение режимов «ГПК», «МК».
10. Принцип действия индукционного датчика.
11. Работа локального корректора.
12. Назначение коррокционного механизма.
13. Особенности «выставки» (привязки) курсового гироскопа в
полярных широтах (по элоктрокиноматической схеме).
14. Работа электрокинематической схемы КС-3 (режимы «ГПК»