Карданная ошибка гироскопа

Основными погрешностями гироскопов являются собственный уход, карданная погрешность, виражная погрешность и кажущийся уход.

• Величина собственного ухода определяется трением и балансировкой движущихся частей гироскопа.
• Карданная погрешность представляет собой разность между углом курса, измеряемым в горизонтальной плоскости, и показаниями гирокомпаса при наклоне (по крену или тангажу) оси наружной рамки от вертикального положения.
• Виражная погрешность появляется при виражах и возникает в связи с работой коррекционного устройства, обеспечивающего перпендикулярность положения ротора гироскопа к плоскости внешней рамки гироузла. В отличие от карданной погрешности виражная погрешность непрерывно накапливается в процессе выполнения виража и не исчезает после его окончания. Для её уменьшения выключают горизонтальную коррекцию гироскопа при виражах.
• Кажущийся уход вызван тем, что свободный трехстепенной гироскоп сохраняет направление своей оси неизменным в пространстве относительно неподвижных звезд, но отнюдь не относительно Земли и ее плоскостей. Земля сама движется в пространстве, поэтому, даже абсолютно неподвижный гироскоп в пространстве вращается относительно Земли, создавая видимое кажущееся движение своей оси. Что бы понять это явление, вспомним маятник Фуко. Качающийся маятник, это своего рода гироскоп. Поэтому, глядя на него мы можем наблюдать (если конечно находимся не на экваторе) вращение Земли вокруг своей оси.

Точность совпадения центра тяжести гироскопической системы с точкой подвеса (сбалансированность), величина силы трения в осях карданного подвеса, вес, диаметр и скорость вращения являются определяющими факторами устойчивости оси гироскопа. При воздействии на карданную систему внешних сил, ось гироскопа перемещается в плоскости, перпендикулярной направлению действия силы. Такое движение гироскопа называется прецессией. Прецессия прекращается с прекращением воздействия на гироскоп.
В авиагоризонтах требуется удерживать гироскоп в вертикальном положении при эволюциях и изменении скорости ЛА. Для уменьшения накапливающихся погрешностей приходится корректировать положение гироскопа механизмами вертикальной коррекции. В качестве датчика вертикали применяются системы маятниковой коррекции, следящие за тем, что бы нижний конец оси гироскопа был направлен к центру Земли. Маятниковые системы подвержены влиянию ускорений, возникающих при маневрировании. Как пример, можно привести явление, называемое «завал авиагоризонта» (индикация, отличных от нуля, значений тангажа или крена в прямолинейном полёте после завершения маневра). Поэтому, на этапах маневрирования, системы коррекции выключаются. Погрешность показаний гироскопа будет зависеть от скорости коррекции, скорости собственного ухода, параметров выключателя коррекции. На первых пневматических авиагоризонтах коррекция не отключалась на вираже. Поэтому скорость коррекции выбиралась очень малой, чтобы уход гироскопа не был значительным за время виража. Соответственно увеличивалось время восстановления вертикали. Позже коррекцию стали выключать в повороте, а на некоторых, и при ускорениях (АГД-1). В настоящее время используются инерциальные гировертикали, в которых точность достигается созданием искусственного маятника «длиной», равной радиусу Земли.

В отличии от авиагоризонтов, где требуется лишь «хранить» вертикаль относительно центра земли, гироскопы курсовых систем должны хранить направление относительно плоскости ортодромии. Поэтому ость гироскопа располагается в горизонтальной плоскости. Для удержания его в этой плоскости применяются механизмы горизонтальной коррекции, по принципу действия аналогичные методам вертикальной коррекции в АГД. Так как гироскоп сохраняет своё положение относительно звёзд (с некоторыми допущениями), а Земля вращается, то, на широте отличной от ноля (экватор), появляется кажущийся уход гироскопа. Угловая скорость вращения Земли равна (360 градусов/24 часа/60мин) 0.25 градусов в минуту. В зависимости от широты, «кажущийся уход» гироскопа составит 0.25sin(φ) градуса в минуту (φ — широта места самолёта). То есть ось гирокомпаса разворачивается вправо, в Северном полушарии, если смотреть сверху. В Южном полушарии «уход» будет в противоположную сторону (значение широты отрицательное). В продолжительных полётах удобнее пользоваться часовой поправкой: 15sin(φ) градусов/час. Компенсацию влияния вертикальной составляющей угловой скорости вращения Земли обеспечивают системы азимутальной (широтной) коррекции. При вводе в систему коррекции значения широты, большей чем фактическая, самолёт, в Северном полушарии, уклонится правее курса, меньшей — левее. Этим можно воспользоваться для одновременной, вместе с широтной, компенсации собственного ухода гироскопа. Для этого вводится условная широта (φ усл), определяемая по НЛ-10М(см.рис.)

Скомпенсированный по кажущемуся уходу гироскоп является указателем ортодромии.

См. также

• гироскоп, ГПК
• авиагоризонт,АГД, МГВ
• ГМК, БГМК

Источники

• Е.Л.Николаи «Гироскоп и некоторые его технические применения в общедоступном изложении»,1947 (3.7 Мб формат djvu)
• Браславский Д.А.,ЛогуновС.С.»Приборы на самолете».1947
• Браславский Д.А.,Логунов С.С.»Авиационные приборы».1941
• Ю.Н.Сарайский, И.И.Алешков «Аэронавигация. Часть I. Основы навигации и применение геотехнических средств. 2010 (PDF 9Mb)
• М.И.Лебедев Самолётовождение.ч.II Ставрополь, 2002

Это незавершённая статья. Вы можете помочь проекту, исправив и дополнив её.

Short answer

The gimballing error is the mechanical error introduced by the cardan design of a gyro DI. A cardan joint is linear only when its input and output axes are aligned.

In the gyro DI axes are aligned when the wing is level. When the wing is banked the non linearity of the transmission makes the compass map lead or lag behind the gyro wheel.

Because there is a non linearity, the gyro precession rate is also changed. While the lead/lag error disappears when the wing is level again, the precession rate error is permanent.

Details

There are two main errors on an directional indicator gyro:

• friction drift,
• gimballing error.

Drift is due to friction occurring in the rotation axis of gimbals. This is analog to drift observed in inertial platforms. Drift is slow and continuous. Gimballing errors occur during large turns at steep angles and are related to the mechanical design of a gyro, which is similar to a cardan joint. In a cardan, input and output velocities are equal when the input and output axes are aligned (0° angle), but differ as soon as there is a misalignment. See this page for a full explanation. The relationship between output and input is this one, computed for a few misalignments:

^{Non linearity of output vs input in a cardan, left image source, right image adapted from source}

We can see the error is null for input angles multiple of 90°. The gimballing error has two aspects.

Recoverable mechanical non linearity

The wheel axis of rotation (not the spining axis) and the output axis are aligned when the aircraft is level. In this case the wheel orientation is exactly transmitted to the map (middle image below).

^{Gimballing error when the aircraft is banked. Source for left image}

In a turn the outer gimbal axis is banked with the aircraft while the wheel still rotates around a vertical axis (right image above). Because the two gimbal axes are no more aligned, the cardan design introduces an error on the output axis. The compass map starts leading/lagging behind the actual wheel orientation change.

The error can exceed 10°, but is not permanent. It disappears when the aircraft is returned to level flight.

Non recoverable precession error

The cardan non linearity creates accelerations on the wheel. A gyro is sensitive to these accelerations, they perturb its precession rate. A permanent error is introduced in the instrument. A 360° turn may introduce as much as +/-1° error. Fortunately these errors don’t have the same sign, and partially cancel the previous ones. I don’t have the TSO (C5e) related to DI certification, but I think 1° is a requirement.

More about DI errors.

При
работе курсовых систем в режиме магнитной
коррекции могут возникать методические
по­грешности из-за воздействия
ускорений на чувствительный элемент и
отклонения его от плоскости горизонта.
На чувствительный эле­мент, кроме
горизонтальной составляющей вектора
напряженности магнитного поля Земли,
в этом случае действует и вертикальная
составляющая этого вектора. Методические
погрешности имеют синусоидальный
характер и зависят, кроме ускорения, от
широты, места и курса самолета.

При
взлете самолета с углами тангажа более
15° будет также накапливаться дополнительная
погрешность магнитного датчика.

В
режиме ГПК полная погрешность курсовых
систем складыва­ется из погрешностей:
начальной выставки курса, азимутального
ухода гироскопа, из-за неточной компенсации
вращения Земли, из­мерения ортодромического
курса из-за бокового отклонения от
ор­тодромии, дистанционной передачи
сигнала от гироагрегата на ука­затели.
Погрешности из-за вращения Земли и
перемещения самолета, карданные
погрешности, девиационные погрешности,
погрешности от воздействия ускорений
на систему горизонтальной коррекции и
температуры на систему моментной
широтной коррекции можно, отнести к
методическим погрешностям.

Погрешности
из-за разбаланса от люфтов в опорах,
температур­ного расширения ротора,
из-за трения в осях карданова подвеса
гироскопа, из-за изменения кинетического
момента гироскопа, из-за несовершенства
следящих систем и дистанционных передач
можно отнести к инструментальным
погрешностям курсовых систем.

4.4.Комплексный метод определения курса

Комплексный
подход определения курса состоит в
воспроизведении (стабилизации)
нескольких направлений в азимуте
различ­ными средствами (датчиками
направлений), отличающимися по своим
статическим и динамическим свойствам,
и взаимной коррек­ции их погрешностей.
В соответствии с этим комплексную или
единую курсо­вую систему можно
определить как совокупность различных
по своим свойствам датчиков направлений
(стабилизаторов) в азимуте и корректирующего
(сглаживающего) звена.

Особенностью
комплексной курсовой системы является
наличие единого указателя, работающего
от различных датчиков курса, что
обеспечивает получение курса при любых
условиях полета.

Дублирование
датчиков и наивыгоднейшие связи между
прибо­рами, входящими в курсовую
систему, позволяют получить гибкую
систему, в которой недостатки одних
датчиков в данных условиях полета
компенсируются преимуществами других.
В ряде случаев объединение датчиков в
единую курсовую систему позволяет
полу­чить большую точность измерения
курса, чем при измерении курса отдельными
приборами.

На
рис.14 изображена структурная схема
курсовой системы, в которой на единый
указатель работает магнитный датчик
(МД),, астрономический датчик (АД)
гирополукомпаса ГА и радиокомпас АРК.
Для уменьшения карданных ошибок наружная
рамка гиропо­лукомпаса стабилизируется
от гировертикали (ГВ), коррекция ко­торой
отключается при длительно действующих
горизонтальных, ускорениях с помощью
выключателя коррекции (ВК).

Рис.14.
Блок-схема единой курсовой системы:

УЛ
– указатель летчика; АРК – автоматический
радиокомпас; _АРК
– поправка на радиостанцию; 
– курс; УШ – указатель штурмана; _М
– поправка на магнитное склонение; ГА
– гироагрегат (гирополукомпас); ГВ –
гировертикаль; 
— крен; 
— тангаж; ₃sin

— поправка на вращение Земли; ВК –
выключатель коррекции; _Z
– угловая скорость самолета; УАК –
указатель астрокомпаса; АД – астродатчик;
_И
– истинный курс; АК – астрокомпас; ГПК
– гирополукомпас; МК – магнитный компас;
П – переключатель; КМ – коррекционный
механизм; _К
– поправка на магнитную девиацию; МД –
магнитный датчик.

Для
ком­пенсации «уходов» в азимуте из-за
вращения Земли гирополукомпас
корректируется сигналами, пропорциональными
вертикальной составляющей скорости
вращения Земли.

Комплексная
(единая) курсовая система является также
датчиком курсовых сигналов для различных
ее потребителей на летательном аппарате
(навигационный координатор, автопилот).

На
рис.15 представлена электромеханическая
схема единой курсовой системы,
составленной на основании блок-схемы
на рис.14. Основой этой курсовой системы
является ГПК,который, помимо обычных
внутренней 1 и наружной 2 рамок подвеса,
имеет вспомогательные рамки 5 и 4 для
исключения карданных ошибок ГПК,
вызываемых продольными и поперечными
кренами самолета. Углы наклона рамок 3
и 4 относительно самолета, измеренные
сельсинами

и
,
сравниваются с углами поворота ГВ,
изме­ренными сельсинами
и
.

Сигналы
рассогласования через усилители У1 и
У2 подаются на электродвигатели

и

отработки рамок 3 и 4. В результате ось
вращения рамки 2 подвеса гирополукомпаса
удерживается на направлении вертикали
и карданная погрешность гирололукомласа
исключается. Выключатель коррекции
реагирует на угловую ско­рость
разворота 
и отключает магнитный и астрономический
дат­чики от ГПК. Одновременно
выключатель коррекции отключает
маятниковую коррекцию (ЭП) горизонтальной
оси ротора ГПК. В ВК имеется реле
времени, которое разрывает электрические
цепи только после того, как длительность
виража превысит определяе­мое время,
выбранное из условия, чтобы накапливание
погрешно­стей в курсовой системе не
превышало допустимой величины.

Сигналы
магнитного датчика через коррекционный
механизм передаются на ГПК с помощью
следящей системы, состоящей из вращающегося
трансформатора,
усилителя У4, электродвига­теля

и сельсина
.
Переключатель П служит для перехода с
магнитного на астрономический .датчик.
Астрономический датчик (АД) следит за
Солнцем с помощью фотоэлемента ФЭ,
усилителя У5, электродвигателя Д_
и измеряет бортовой пеленг 
Солнца. Астрономический курс _а
получается в результате вычисления
выражения _а=A-,
где А — азимут Солнца, вырабатываемый
с помощью вычислителя азимута А. Это
вычисление производится с помощью
дифференциального сельсина ДС и
вращающегося транс­форматора ВТ_,
получающих сигнал от сельсина С_.

Магнитный
или астрономический курсы сравниваются
с курсом ГПК с помощью сельсина С_y2,
а электродвигатель Д_y
через редуктор отрабатывает статор
сельсина С_y2,
ротор которого связан с осью рамки 2
подвеса ГПК. Выходной сигнал этого
сельсина подается на единый указатель
курса (УК). На этом же указателе УК мож­но
отсчитать показания радиокомпаса. Так
как при отключении выключателем коррекции
датчиков МД и АД «уход» ГПК вызывает
погрешности в отсчете курса по указа­телю,
в единых курсовых системах с отключающимися
на вираже датчиками курса применяют
прецизионные ГПК.

Рис.15.Электрокинематическая
схема единой курсовой системы

РК — радиокомпас;
ГПК — гирополукомпас; УК — указатель
курса; ДС — диффе­ренциальный сельсин;
ВТ — вращающийся трансформатор;
С—сельсин; Ус—усилитель; Г — гироскоп;
П — переключатель; ФЭ — фотоэлемент; Д
— электродвигатель; КМ—коррекционный
механизм; ВК — выключатель коррекции;
МД—магнитный дат­чик; АД—астрономический
датчик; А — вычислитель азимута; ГВ —
гировертикаль.

Соседние файлы в папке Лекции

• #
• #
• #
• #
• #
• #
• #
• #
• #
• #
• #

Определение курса ЛА. Системы отсчета курса

• Курс ЛА (К, g)- угол в горизонтальной плоскости между направлением, принятым за начало отсчета, и проекцией оси ЛА (рис.1). Курс измеряется по ходу часовой стрелки от 0⁰ до 360⁰.

• К

  
  

• Курс является одним из основных навигационно-пилотажных параметров, характеризующих направление полета ЛА в воздушной среде из одной точки земной поверхности в другую.

• Измерение курса производится специальными устройствами (датчиками курса), а за начало отсчета принимается одна из координатных осей системы координат на земной поверхности.

• Для измерения и выдерживания курса на ЛА устанавливаются компасы, курсовые системы, курсовертикали или инерциальные курсовертикали. В этих устройствах реализован косвенный способ измерения курса. Сущность способа заключается в измерении на борту ЛА курсового угла q опорного направления, моделируемого чувствительным элементом ДК, азимут которого известен. Курс ЛА вычисляется как разность между азимутом (А) и курсовым углом опорного направления q (рис.2):


= A — q

• В качестве опорного направления используются: горизонтальная составляющая напряженности магнитного поля Земли, направление главной оси гироскопа, направление на светило. В соответствии с этим способы измерения курса подразделяются на магнитный, гироскопический и астрономический. Использование нескольких способов измерения, основанных на различных физических принципах, обеспечивает повышение надежности и точности определения курса ЛА.

• Магнитный способ измерения курса основан на использовании свойств магнитного поля Земли; гироскопический — на использовании свойства главной оси гироскопа стабилизироваться в определенном направлении; астрономический — на использовании фотоэлектрического эффекта для измерения направления на источник светового или радиоизлучения небесного тела.

• О
  сновным способом измерения курса является гироскопический. Он является автономным, обеспечивающим высокую точность и надежность измерений. Практически не имеет ограничений по условиям полета.

• Магнитный способ дает значительные погрешности в измерении курса и неприменим в районах магнитных полюсов.

• Астрономический способ имеет ограничения в применении по метеорологическим условиям.

• Магнитный и астрономический способы используются, как правило, для начальной выставки курса (определения начального азимута главной оси гироскопа) и коррекции курса в полете (уточнения азимута главной оси гироскопа).

• В зависимости от способа моделирования опорного направления и системы координат, используемой для отсчета курса, различают истинный, магнитный, условный и ортодромический курсы (рис.3).

• Истинным курсом (ИК, gи) называется курс, измеренный от северного направления касательной к истинному меридиану места ЛА геодезической (нормальной сферической) системы координат.

• Магнитным курсом (МК, gм) называется курс, измеренный от северного направления горизонтальной составляющей напряженности магнитного поля Земли (северного направления магнитного меридиана) места ЛА.

• Условным курсом (УК, gу) называется курс, измеренный от условного (опорного) направления, совмещенного с касательной к истинному (магнитному) меридиану выбранной точки или одной из осей условной системы координат.

• О
  ртодромическим курсом (ОК, gо) называется курс, измеренный от касательной к ортодромической параллели (меридиану) места ЛА ортодромической системы координат.

• Для контроля правильности измерения курса различными датчиками возникает необходимость перерасчета курса из одной системы координат в другую. Взаимное положение меридианов в пространстве определяется углами, значения которых снимаются с аэронавигационных карт или рассчитываются (рис.4). Угол между истинным и магнитным меридианом точки называется магнитным склонением DМ. Угол между условным и истинным меридианом принято называть азимутальной поправкой DА. Угол между условным и магнитным меридианом есть условное магнитное склонение DМУ. Азимутальная поправка и DМУ измеряются от условного меридиана. Все углы измеряются в горизонтальной плоскости в диапазоне +180⁰ по ходу часовой стрелки со знаком » + «, против — со знаком » — «.

• Из рис.4 видно, что:

ИК = МК + М

УК = ИК + А

УК = МК + МУ

• Зависимость между ИК, МК и ОК показана на рис.5, из которого видно, что:

ОК = ИК — и

ОК = МК — м

• г
  деи, м — направление главной ортодромии, измеренное от истинного и магнитного меридианов.

• При расчетах может получиться значение курса более 360⁰ или отрицательное. В первом случае из полученного значения вычитается период 360⁰, во втором — берется дополнение до 360⁰.

• Таким образом, положение продольной оси ЛА относительно опорных направлений может одновременно определяться значениями истинного, магнитного, условного и ортодромического курсов. Для их определения на ЛА устанавливаются несколько различных по принципу действия ДК, что обусловлено требованием надежности измерения и выдерживания курса.

Магнитное поле Земли

• Земной шар является естественным постоянным магнитом, вокруг которого существует магнитное поле. Магнитные силовые линии геомагнитного поля выходят из южного магнитного полюса и заканчиваются в северном, при этом магнитные полюса не совпадают с геодезическими полюсами.

• Магнитное поле Земли в каждой точке характеризуется вектором напряженности Нт, совпадающим с качательной к магнитной силовой линии в сторону северного магнитного полюса. Величина вектора напряженности магнитного поля Земли составляет 0.5 — 0.6 эрстеда.

• Для определения элементов земного магнетизма в точке О вектор Нт раскладывается на составляющие в прямоугольной системе координат, ось ОХ которой направлена по касательной к истинному меридиану на север, ось OY — на восток, ось OZ — по местной вертикали вниз (рис.6).

• Проекция вектора Нт на горизонтальную плоскость XOY дает горизонтальную составляющую напряженности магнитного поля Земли Н, а на вертикальную плоскость — вертикальную составляющую Z. Направление, совпадающее с вектором Н, называется магнитным меридианом, а вертикальная плоскость Q — плоскостью магнитного меридиана.

• Магнитное склонение отсчитывается от истинного меридиана и измеряется от 0⁰ до 180⁰ по ходу часовой стрелки со знаком «+«, против — со знаком « — «. В различных точках Земли магнитное склонение неодинаково как по величине, так и по знаку.

• Угол между вектором Н и вектором напряженности Нт называется магнитным наклонением . Угол  изменяется от магнитного экватора к магнитным полюсам в пределах от 0⁰ до +90⁰. В Северном полушарии  > 0, в южном  < 0.

• Горизонтальная и вертикальная составляющие рассчитываются по формулам:

Н = Нт cos

Z = Нт sin

• Для моделирования опорного направления на ЛА используют горизонтальную составляющую напряженности магнитного поля Земли.

• Величина горизонтальной составляющей Н влияет на устойчивость работы магнитного компаса (МК). Наиболее устойчиво МК работают в районе магнитного экватора и в средних широтах, где Н имеет наибольшее значение. В высоких магнитных широтах и районах магнитных полюсов Н минимальна, что приводит к значительным ошибкам в измерении курса по магнитному компасу или исключает возможность его использования.

• Магнитное склонение, наклонение, горизонтальная и вертикальная составляющие вектора напряженности магнитного поля Земли являются элементами земного магнетизма. Величины этих элементов изменяются во времени, что вызывает необходимость периодического проведения магнитометрических измерений. По данным этих измерений составляются магнитные карты, на которые наносятся элементы земного магнетизма в виде изолиний, то есть линий, соединяющих точки с одинаковым значением какого-либо элемента. Магнитные карты составляются к определенному моменту времени, который принято называть эпохой магнитной карты. Обычно этим моментом является 00 ч 00 мин по гринвичскому времени на 1 июля.

• Изолинии магнитных склонений называются изогонами, магнитного наклонения — изоклинами, вертикальной и горизонтальной составляющих — изодинами (иногда изодинамами). Изогоны магнитного склонения наносятся на все аэронавигационные карты.

• Кроме изогон на полетных и бортовых картах указываются магнитные аномалии (районы со значительным изменением магнитного склонения).

Магнитные компасы и их применение. Девиация магнитных компасов

• Магнитным компасом (МК) в авиации называют навигационный прибор, предназначенный для измерения магнитного курса gк ЛА (рис.7). Основными элементами конструкции компаса являются: магнитная картушка 1, корпус 2, девиационный прибор 3, колонка 4. Магнитная система компаса состоит из двух постоянных параллельно расположенных магнитов 5, жестко укрепленных на основании картушки. Картушка имеет равномерную шкалу 6 с ценой деления 5⁰ и оцифровкой через 30⁰. Для отсчета курса на остеклении прибора нанесена курсовая черта 7.

• К
  артушка с помощью керна (иглы) 8 опирается на колонку, имеющую пружинную амортизацию. Полость пластмассового полусферического корпуса заполнена жидкостью (лигроином). С лицевой стороны корпус закрыт выпуклым защитным стеклом, в верхней части имеет компенсационную камеру для отвода жидкости при колебаниях температуры, а на задней стенке — заливочное отверстие с винтовой заглушкой. Компасы, у которых система отсчета курса и ЧЭ совмещены в одном приборе, называются совмещенными.

• Совмещенные МК автономны, надежны, просты в эксплуатации, имеют малую массу и габариты, но точность определения курса у них невысокая (3 — 4⁰). Поэтому совмещенные МК в настоящее время используются только в качестве аварийных при отказе основных ДК.

• В полете gк с использованием совмещенного МК определяется в режиме горизонтального прямолинейного полета с постоянной скоростью. Если при измерении gк картушка колеблется, то необходимо осреднить отсчеты за 20 — 40 секунд и к полученному значению курса прибавить величину выбранной из графика остаточной девиации поправки.

• При включении обогрева ПВД и стекол, а также стеклоочистителей показания компаса могут иметь значительные погрешности.

• На ЧЭ датчика магнитного курса кроме магнитного поля Земли действует магнитное поле ЛА, которое создается ферромагнитными массами ЛА и работающим электро- и радиооборудованием. В результате курс будет измеряться не от магнитного меридиана, а от направления результирующей Нр, образующейся при сложении горизонтальных составляющих магнитного поля Земли Н и магнитного поля ЛА Нла:

Нр = Н + Нла

• Направление результирующего вектора называется компасным меридианом, а ошибку в определении направления магнитного меридиана — девиацией магнитного датчика курса DК (рис.8). Величина девиации DК равняется разности между МК и отчетом курса с магнитного датчика, который принято называть компасным курсом (КК):

К = МК — КК

• Девиация измеряется от магнитного меридиана от 0⁰ до 180⁰ по ходу часовой стрелки со знаком « + «, против — со знаком « — «. По своей сущности девиация является поправкой к КК для получения МК, то есть:

МК = КК + К

• Ферромагнитные массы по магнитным свойствам можно условно разделить на «твердое» и «мягкое» железо. «Твердое» железо длительное время сохраняет полученную намагниченность и создает постоянное магнитное поле ЛА, не зависящее от курса. «Мягкое» железо не имеет остаточного магнетизма. Оно намагничивается пропорционально напряженности намагничивающего магнитного поля и меняет полярность при разворотах ЛА.

• Электро- и радиооборудование ЛА, запитываемое постоянным током, создает электромагнитное поле, характер которого аналогичен магнитному полю «твердого» железа.

• Таким образом на ЧЭ датчика магнитного курса, установленного на ЛА, действует результирующее магнитное поле, состоящее из магнитного поля Земли; магнитного поля «твердого» железа; магнитного поля «мягкого» железа, намагниченного магнитным полем «твердого» железа и электромагнитным полем ЛА; магнитного поля электро- и радиооборудования.

• Результирующее магнитное поле можно представить как сумму составляющих (рис.9): Н — горизонтальная составляющая напряженности магнитного поля Земли (направлена по магнитному меридиану и девиации не создает); А — постоянная составляющая девиации, обусловленная установочной ошибкой ЧЭ магнитного ДК; В — составляющая, вызываемая «твердым» железом (направлена по продольной осиЛА и создает полукруговую девиацию); С — составляющая, вызываемая «твердым» железом (направлена под углом 90⁰ к составляющей В и создает полукруговую девиацию); Д — составляющая, вызываемая «мягким» железом (направлена под углом двойного магнитного курса ЛА к магнитному меридиану и создает четвертную девиацию); Е — составляющая, вызываемая «мягким» железом (направлена под углом90⁰ к составляющей Д и создает четвертную девиацию).

• Д
  евиация является непрерывной периодической функцией магнитного курса с периодом 360⁰. Данную функцию можно представить в виде тригонометрического ряда, первые члены которого дают приближенную формулу девиации:

К = А + ВsinМК + СcosМК + Дsin2МК + Еcos2МК (1)

• где А, В, С, Д, Е — приближенные коэффициенты девиации, являющиеся постоянными для каждого ЛА.

• В данной формуле составляющие девиации следует рассматривать как угловые величины, зависящие от составляющих магнитного поля ЛА, магнитного курса ЛА и магнитного поля Земли.

• Переход к угловым величинам возможен на основании того, что суммарная девиация обычно не превышает 10⁰ — 15⁰. Тогда составляющие девиации в угловых величинах будут иметь вид:

• У
  читывая сравнительно небольшую величину девиации и переходя к угловым величинам в градусах, можно записать:

• Характер изменения составляющих девиации от магнитного курса ЛА показан на рис.10.

• Составляющая КА постоянна, не зависит от курса ЛА и характеризует установочную ошибку ЧЭ датчика магнитного курса. Составляющие КВ и КС зависят от курса ЛА и меют полукруговой характер изменения (за каждые 180⁰ изменения МК увеличиваются до максимума и уменьшаются до нуля). Значения их для современных ЛА могут достигать 5⁰ — 7⁰. Компенсация полукруговой девиации осуществляется специальными девиационными приборами, входящими в состав магнитных датчиков курса. Основу устройства девиационного прибора составляют постоянные магниты (два поперечных и два продольных). Поворотом магнитов вблизи ЧЭ создается постоянное магнитное поле, которое полностью или в допустимых пределах позволяет скомпенсировать полукруговую девиацию.

• Составляющие КД и КЕ зависят от курса ЛА и называются четвертной девиацией, так как за один период изменения МК принимают нулевое или максимальное значение четыре раза. Максимальная величина четвертной девиации для большинства ЛА не превышает 2⁰ — 3⁰. Четвертную девиацию устранить с использованием постоянных магнитов нельзя. В совмещенных магнитных компасах она определяется и сводится в график. В других датчиках магнитного курса четвертная девиация компенсируется специальными коррекционными механизмами, основу устройства которых составляют механические компенсаторы локального типа. Профиль лекала подбирается в соответствии с законом изменения четвертной девиации.

Гироскопический способ измерения курса ЛА

• Г
  ироскопом называется массивное симметричное тело, вращающееся с большой угловой скоростью. При обеспечении трех степеней свободы вращения гироскоп сохраняет свое положение неизменным в инерциальном пространстве, то есть абсолютно неподвижном пространстве. Вторым важным свойством гироскопа является прецессия, сущность которой заключается в следующем. Если к гироскопу приложить силу, стремящуюся его повернуть вокруг оси, перпендикулярной оси вращения ротора, то гироскоп станет поворачиваться вокруг третьей оси, перпендикулярной к первым двум. Направление этого прецессионного движения определяется по правилу: вектор кинетического момента гироскопа (главная ось гироскопа) стремится совместиться с вектором момента внешней силы по кратчайшему расстоянию.

• Использование второго свойства гироскопа — прецессировать под воздействием внешней силы — позволяет первоначально ориентировать и в дальнейшем стабилизировать положение оси ротора относительно Земли. Это дает возможность определять с помощью гироскопических приборов углы ориентации ЛА в пространстве (курс, крен, тангаж) и другие величины.

• Угловая скорость прецессии определяется соотношением:

п = М / J = M / H

где М — момент внешней силы, равный произведению силы на плечо;  — угловая скорость вращения ротора гироскопа; J — момент инерции ротора гироскопа; Н — кинетический момент гироскопа.

• Гироскопы современных курсовых приборов имеют кинетические моменты от 3000 до 24000 гс см с при угловых скоростях вращения ротора 20000 — 24000 об/мин.

• При гироскопическом способе измерения курса ЛА используется гироскоп с тремя степенями свободы и горизонтальным расположением главной оси (оси ротора). В курсовых приборах такой гироскоп называется курсовым. Свойство гироскопа сохранять положение главной оси в пространстве неизменным дает устойчивое опорное направление для измерения курса. Свойство прецессии используется для сохранения горизонтального положения его главной оси.

• Положение главной оси курсового гироскопа, которая моделирует опорное направление, изменяется относительно осей навигационных систем координат. Причинами изменения азимута главной оси курсового гироскопа являются: суточное вращение Земли, перемещение ЛА относительно земной поверхности, собственный уход главной оси гироскопа.

• В современных курсовых приборах, работающих в режиме гирополукомпаса, необходимость коррекции курса в основном определяется наличием собственного ухода главной оси гироскопа, которая составляет 0.5 — 2 ⁰/ч. Если исходить из интервала коррекции гироскопического курсового прибора 45 мин — 1ч, то при путевой скорости полета 1200 — 700 км/ч можно сделать вывод о возможности измерения ортодромического курса в гирополукомпасном режиме при удалениях от главной ортодромии 300 — 500 км, при этом ошибка измерения ортодромического курса не превысит 0.5⁰, так как при каждой коррекции курсового прибора она будет компенсироваться.

• Практически гирополукомпас обеспечивает измерение условного курса относительно опорного направления осчета курса, называемого опорным меридианом. В качестве опорных меридианов для измерения условного курса принимаются: истинный (магнитный) меридиан аэродрома (ИПМ, ППМ), истинные меридианы с долготой 0⁰ или 90⁰ при полетах в высоких широтах, главная ортодромия (параллель) или меридиан ортодромической системы координат.

Курсовые системы. Принцип действия и применение в полете

• Определение и выдерживание заданного направления полета является одной из важнейших задач навигации, для успешного решения которой на ЛА устанавливаются курсовые приборы, работающие на различных принципах. Данная необходимость обуславливается тем, что в конкретных условиях каждый датчик имеет свои достоинства и недостатки.

• Принцип комплексного использования различных ДК реализован в навигационных устройствах, называемых курсовыми системами. Комплексное применение ДК обеспечивает взаимный контроль и корректирование показаний курса одних по данным других, позволяет более полно использовать положительные стороны того или иного способа измерения курса.

• В
  состав курсовой системы входят датчики курса, устройства и приборы, обеспечивающие измерение и выдачу курса на индикаторы и потребители, количество и тип которых определяются назначением курсовой системы.

• В сотав курсовой системы (рис.12) входят: индукционный (магнитный) датчик курса (ИД), коррекционный механизм (КМ), пульт управления (ПУ), основной и запасной гироагрегаты (ГА), которые могут использоваться в режиме гироскопического (условного) или гиромагнитного ДК.

• Г
  лавным элементом курсовой системы является гироскопический датчик курса, представляющий собой трехстепенной гироскоп с горизонтальным расположением главной оси. Исключение влияния на гироскоп суточного вращения Земли, перемещения ЛА, а также эволюций ЛА в пространстве обеспечивается кардановым подвесом. Карданов подвес представляет собой кинематическую систему, состоящую из трех рам (рис.13).

• Внутренняя рама 1 является корпусом гироскопа. Ось вращения рамы располагается горизонтально. На оси рамы установлен датчик моментов (реверсивный асинхронный двигатель) 4, обеспечивающий создание момента прецессии гироскопа в азимуте.

• Внешняя рама 2 обеспечивает свободу вращения гироскопа в азимуте. На оси вращения рамы установлены: датчик моментов 5, обеспечивающий стабилизацию гироскопа в плоскости горизонта; датчик углов6 для определения и выдачи значений курсового угла главной оси гироскопа (курса ЛА). В качестве датчиков углов используются сельсины или синусно-косинусные трансформаторы.

• Дополнительная рама (рама крена) 3 предназначена для исключения карданной ошибки измерения курса и обеспечения невыбиваемости гироскопа при эволюциях ЛА.

• Карданная ошибка имеет геометрическое происхождение и обусловлена кинематикой карданова подвеса. При отсутствии дополнительной рамы и наличии крена ЛА произойдет наклон плоскости остчета курса (внешней рамы с датчиком углов) относительно плоскости измерения курса, что приведет к ошибке в измерении угла.

• Для устранения погрешности измерения курса гироскопическим датчиком, возникающей при кренах ЛА, на оси вращения рамы 3, совмещенной с продольной осью ЛА, установлен датчик отработки 7, удерживающий раму в вертикальной плоскости при кренах ЛА по сигналам от гироскопической вертикали (ЦГВ).

• Карданная ошибка также имеет место при кабрировании и пикировании ЛА. Устранение данной погрешности в курсовых системах, устанавливаемых на ЛА, имеющих сравнительно малые углы тангажа, не предусмотрено. В курсовертикалях, устанавливаемых на высокоманевренных ЛА, устранение карданной ошибки осуществляется специальными вычислителями, обеспечивающими определение ошибки и выдачу ее в виде поправки в показания курса гироскопического датчика.

• Наличие дополнительной рамы исключает при эволюциях ЛА складывание осей вращения двух рам в одной плоскости. При совмещении осей вращения двух рам в одной плоскости исчезает степень свободы относительно третьей оси. Если имеет место вращение относительно этой оси, то возникает возмущающий момент, вызывающий прецессию гироскопа в произвольном направлении. В результате прецессии изменится азимут главной оси гироскопа (гироскоп «выбивается«), и он становится непригодным для измерения курса.

• Стабилизация главной оси гироскопа в горизонтальной плоскости осуществляется механизмом горизонтальной коррекции, состоящим из жидкостного (уровенного) или маятникового емкостного переключателя и датчика моментов. Маятниковый переключатель крепится на корпусе гироскопа так, чтобы главная ось гироскопа была параллельна уровенной поверхности.

• Для современных курсовых систем скорость горизонтальной коррекции составляет 0.5 — 1.5 ⁰/мин, что исключает воздействие кратковременных ускорений на показания курса.

• В курсовых системах и системах курса и вертикали изменение азимута главной оси гироскопа за счет суточного вращения Земли компенсируется механизмами широтной коррекции.

• В курсовых системах типа КС вертикальная составляющая угловой скорости суточного вращения Земли компенсируется путем приложения корректирующего момента к гироскопу, обеспечивающего прецессию гироскопа с угловой скоростью zз = зsin. Азимут главной оси гироскопа в этих системах остается постоянным. Механизм широтной коррекции в КС состоит из функционального потенциометразsin и датчика моментов, установленного на оси вращения внутренней рамы гироскопа.

• В точных курсовых системах (ТКС) и системах курса и вертикали (КВ, ИКВ) широтная коррекция не выполняется. В этих системах азимут главной оси гироскопа изменяется с угловой скоростью зsin.Такой гироскоп называют свободным в азимуте, а измеряемый курс — гироскопическим (gг).

• Гироскоп не обеспечивает определение курса, а лишь моделирует на ЛА опорное направление. Для превращения гироскопа в ДК необходимо измерить азимут его главной оси. Зная азимут опорного направления и измеряя его курсовой угол, можно рассчитать курс самолета. Процесс измерения азимута главной оси гироскопа называется выставкой курса, а уточнение азимута в полете — коррекцией курса. Определение азимута осуществляется с использованием специального механизма азимутальной коррекции путем разворота статора сельсина-датчика (КС, ТКС, КВ) или статора дифференциального синусно-косинусного трансформатора (ИКВ) курса с контролем по шкале индикатора курса.

• Таким образом, основой гироскопического датчика курса в курсовых системах является трехстепенной гироскоп, имеющий механизмы горизонтальной, широтной и азимутальной коррекции. Такой гироскоп называется курсовым. Курсовой гироскоп может работать в трех режимах формирования курса: гирополукомпаса, магнитной коррекции, астрономической коррекции.