Вопрос 2. Погрешности измерителей курса и способы их устранения.

Содержание группового занятия

 

Введение

 

Магнитным компасом называется устройство, с помощью которого определяется направление магнитного меридиана. Магнитный компас, по-видимому, можно считать одним из первых навигационных приборов, применявшихся человеком. Имеются сведения, что еще за 2,5 тысячи лет до н.э., в Китае было известно свойство свободно подвешенного магнита указывать на Север. В Европе компас стали применять только в XI—XII вв.

 

Вопрос 1. Магнитные и гироскопические датчики курса (гирополукомпасы)

 

В настоящее время магнитные компасы являются не основными навигационными приборами, однако благодаря одному очень важному достоинству — автономности — до сих пор используются в авиации в качестве резервных курсовых приборов.

Современный магнитный компас — это устройство, не требующее никакого электрического питания, имеет весьма небольшие размеры, масса не превышает 200 г.

 

Рис. 1. Кинематическая схема магнитного компаса: 1—девиационный прибор;

2—корпус; 3— картушка; 4— индекс; 5—поплавок; 6 —магниты; 7—подпятник

Рассмотрим принцип работы авиационного магнитного компаса.

Компас (рис. 1) представляет собой пластмассовый сосуд 2 шарообразной формы, внутри которого находятся два постоянных магнита с одинаково направленными полюсами. Магниты крепятся к поплавку 5, имеющему картушку (шкала) 3, и опираются на подпятник 7, представляющий собой подшипник. Подшипник крепится к корпусу с помощью пружины. Вертикальный неподвижный индекс 4 служит для отсчета показаний по шкале. Корпус прибора заполняется вязкой прозрачной жидкостью, удельный вес которой подбирается таким образом, чтобы вся подвижная система компаса обладала небольшой отрицательной плавучестью и оказывала минимальное давление на подшипник, уменьшая момент трения в нем. Кроме того, жидкость выполняет роль демпфирующей среды.

Устройство 1 предназначено для устранения девиации компаса.

Магнитная система компаса, взаимодействуя с магнитным полем Земли, стремится занять направление, параллельное вектору Т магнитного поля Земли. Поскольку магнитный компас должен определять направление горизонтальной составляющей Н магнитного поля Земли и его картушка не должна иметь наклонов, то «южный» конец картушки делают тяжелее. В результате создается момент, компенсирующий в какой-то степени момент, действующий от вертикальной составляющей магнитного поля Земли Z.

Естественно, что таким способом можно компенсировать действие вертикальной составляющей Z далеко не полностью и, например, для северного полушария Земли. В южных широтах компас с утяжеленным «южным» концом картушки будет иметь тенденцию к наклону. Пусть магниты компаса составляют с направлением горизонтальной составляющей магнитного поля Земли некоторый угол.

Картушка компаса успокаивается дольше, но зато она меньше подвержена колебаниям, поэтому и ошибка при рысканиях самолета должна быть меньше. За счет сильных демпфирующих свойств показания компаса при рыскании самолета будут устойчивее. В то же время при разворотах самолета истинное значение компасного магнитного курса, индицируемое компасом, будет запаздывать по отношению к развороту самолета.

При проектировании магнитного компаса величины р и q, т.е. соотношение между вращающим моментом и моментом демпфирования, выбирают таким образом, чтобы время прихода к установившемуся значению было минимальным и система не обладала большой колебательностью, иначе отсчет показаний компаса будет неудобным.

Гироиндукционный компас представляет собой курсовую систему, соединяющую в себе два датчика курса; индукционный магнитный датчик и курсовой гироскоп.

В ГИК-1 можно выделить три следящие системы, с помощью которых осуществляются функциональные связи в системе:

1. Следящая система индукционный датчик — коррекционный механизм (ИД-КМ), предназначена для преобразования электрического сигнала, снимаемого с индукционного датчика, в механическую величину.

2. Следящая система коррекционный механизм — гироагрегат (КМ-ГА), предназначена для коррекции гироагрегата от индукционного датчика, фильтрации и сглаживания высокочастотных погрешностей индукционного датчика и для компенсации уходов гироскопа.

3. Следящая система гироагрегат — указатель (ГА-УШ), предназначена для дистанционной передачи курса, вырабатываемого на гироагрегате.

Следящая система «индукционный датчик - коррекционный механизм»

В этой следящей системе индукционный датчик служит для определения магнитного курса. Рассмотрим его работу.

Пусть два пермаллоевых стержня параллельны друг другу, имеют свою первичную обмотку, питающуюся переменным напряжением. Обмотки намотаны таким образом, что магнитные потоки в первом и во втором стержнях в каждый момент равны по величине и противоположны по направлению. Следовательно, в каждый момент времени суммарный магнитный поток от двух первичных обмоток равен нулю, и он не может индуцировать ЭДС во вторичной обмотке, охватывающей оба стержня.

Рассмотрим процессы, происходящие в магнитном зонде, если учесть, что он находится в магнитном поле Земли, причем оба сердечника лежат в горизонтальной плоскости. Если напряжение достаточно велико, то магнитная индукция В в пермаллоевых стержнях при прохождении тока в первичных обмотках в некоторый момент перестанет возрастать, т. е. имеет место насыщение.

Соответственно повышению индукции падает магнитная проницаемость. Когда индукция достигнет экстремума, магнитная проницаемость будет равна нулю, и наоборот, когда ток в первичной обмотке будет равен нулю, магнитная проницаемость достигнет максимума

Горизонтальная составляющая Н магнитного поля Земли сможет проникать в пермаллоевые сердечники только в моменты, когда магнитная проницаемость больше нуля. Следовательно, напряженность магнитного поля Земли меняется во времени. Магнитное поле Земли из постоянного поля превратилось в пульсирующее определенного направления.

Поскольку магнитное поле Земли изменяется в стержнях от нуля до какого то максимального значения, можно представить скорость изменения магнитного потока Земли во времени. Следовательно, переменный (пульсирующий) магнитный поток создаст во вторичной обмотке переменный ток.

Величина выходного напряжения U2 зависит от направления горизонтальной составляющей магнитного поля Земли относительно магнитного зонда. Очевидно, напряжение U2 будет максимальным, если направление горизонтальной составляющей Н совпадает с осью симметрии магнитного зонда, т. е. Казалось бы, что из уравнения можно определить магнитный курс, но, к сожалению, величина горизонтальной составляющей магнитного поля Земли зависит от географической широты места, и напряжение U2 оказывается функцией двух переменных: широты места и направления магнитного поля Земли.

 

Рис. 2. Электрическая схема получения магнитного курса с помощью

индукционного датчика

 

Поэтому в курсовых системах, в частности, в ГИК-1, применяют компенсационный способ измерения, не зависящий от величины напряженности магнитного поля Земли и определяющий только его направление. На рис. 2 представлена электрическая схема такого измерителя.

Вместо одного магнитного зонда в схеме используются три расположенные в пространстве относительно друг друга под углом 120°. Вторичные обмотки включены по схеме треугольника, вершины которого соединяются с тремя статорными обмотками сельсина-приемника М.2. Сельсин-приемник расположен в специальном блоке, называемом коррекционным механизмом (КМ). Первичные обмотки магнитного зонда питаются током с напряжением 1,7 В и частотой 400 Гц. Магнитное поле Земли будет наводить в зондах датчика не одинаковые ЭДС, а в соответствии с их пространственной ориентацией. Поэтому потенциалы на статорных обмотках сельсина зависят от направления горизонтальной составляющей магнитного поля Земли. Результирующее магнитное поле, создаваемое статорными обмотками сельсина, будет соответствовать направлению горизонтальной составляющей магнитного поля Земли.

С роторной обмотки сельсина М2 сигнал поступает на усилитель, а с него — на двигатель M1, поворачивающий роторную обмотку в положение, при котором напряжение на ней равно нулю.

Таким образом, рассмотренная схема следящей системы ИД-КМ преобразует сигнал, поступающий с индукционного датчика ИД, в угол поворота ротора двигателя, пропорциональный магнитному курсу.

 

Рис. 3. Конструкция индукционного датчика ИД: 1-винт; 2-крышка;

3-девиационный прибор; 4-прокладка; 5-поплавок; 6-основание; 7-наружное кольцо; 8-корпус; 9-катушка первичной обмотки; 10-чашка; 11-платформа; 12-груз;

13-сердечник; 14- катушка сигнальной (вторичной) обмотки; 15-карданов подвес; 16 -штепсельный разъем

 

В индукционном датчике (рис. 3) магнитные зонды с жестко связанным с ними поплавком 5 помещаются в кардановом подвесе 15 корпуса прибора 8, заполненного жидкостью (лигроин и масло МВП). Жидкость, поплавок и карданов подвес обеспечивают примерную горизонтальность магнитных зондов при кренах самолета, уменьшая ошибки от вертикальной составляющей магнитного поля Земли.

Для компенсации полукруговой девиации служит девиационный прибор 3, расположенный на крышке 2 датчика.

Следует отметить, что индукционный датчик — более совершенный магнитный измеритель, чем КИ-13, поскольку он обладает большей чувствительностью, в нем отсутствуют ошибки от увлечения и застоя, а вместе с коррекционным механизмом имеется возможность устранения четвертной магнитной девиации. Коррекционный механизм преобразует электрический сигнал индукционного датчика в угол поворота вала двигателя, связывает индукционный датчик с курсовым гироскопом, устраняет четвертную девиацию с одновременной компенсацией погрешностей индукционного датчика и следящей системы ИД-КМ.

Компенсация четвертной девиации и инструментальных погрешностей осуществляется в коррекционном механизме специальным электромеханическим коррекционным устройством лекального типа, называемым лекальным корректором

Следящая система «коррекционный механизм - гироагрегат»

Система служит для выработки гиромагнитного курса, который отличается от магнитного своей стабильностью благодаря фильтрации и сглаживанию высокочастотных помех индукционного датчика. Гиромагнитный курс иногда называют «осредненным» магнитным курсом.

Следящую систему (рис. 4) образуют два потенциометра: потенциометр-датчик ПД, расположенный в гироагрегате и жестко связанный с внешней осью карданова подвеса гироскопа, и потенциометр-приемник ПП, находящийся в коррекционном механизме

Следящая система «гироагрегат - указатель»

Таких следящих систем может быть несколько в зависимости от комплектации.

Следящая система ГА-УГР-1 предназначена для передачи гиромагнитного курса от гироагрегата на указатель типа УГР-1. Указатель, кроме гиромагнитного курса, может индицировать курсовые углы и магнитные пеленги радиостанции при совместной работе ГИК-1 с автоматическим радиокомпасом.

 

 

Рис. 4. Электромеханическая схема следящей системы ГА-УГР-1: ПД—потенциометр-датчик; ПП—потенциометр-приемник; М1—двигатель; Мг— сельсин-приемник АРК; Ш—шкальное устройство

 

Следящая система ГА-УГР-1 представлена на рис. 4. Как видно из схемы (рис. 4), это обычная трехпроводная потенциометрическая следящая система, скорость отработки которой выбирается таким образом, чтобы обеспечить качественное слежение за разворотами самолета по курсу. Двигатель M1 следящей системы связан с подвижной шкалой (рис. 9.13), положение которой относительно неподвижного индекса определяет отсчет гиромагнитного курса. В указателе УГР-1 имеется сельсин-приемник М2 от следящей системы АРК-УГР-1, работающей в индикаторном режиме. С ротором сельсина-приемника связана стрелка 1, которая показывает по неподвижной шкале курсовой угол радиостанции, а по подвижной шкале — магнитный пеленг радиостанции. Для удобства пользования прибором в УГР-1 имеется курсозадатчик, который может поворачиваться с помощью кремальеры.

 

Вывод:

 

 

Вопрос 2. Погрешности измерителей курса и способы их устранения.

 

Курсовая система состоит из ряда датчиков (магнитного, гироскопического, астрономического и радиотехнического), измеряющих соответственно курсы. Каждый из датчиков в зависимости от условий полета включается поочередно переключателем на общий индикатор курса. При этом соблюдается принцип: включается тот датчик, который в данных условиях имеет наименьшие погрешности (Рис. 5). Особенности этой схемы курсовой системы — отсутствие взаимосвязи между датчиками и передача погрешности каждого из них целиком на индикатор. Раздельное использование датчиков не позволяет извлечь из такой системы никаких преимуществ, кроме экономии на индикаторах. Схема курсовой системы, в которой осуществляется взаимная связь датчиков курса корректирующими звеньями, более совершенна. По такой схеме построены курсовые системы ГИК-1, ТКС-П, КС-6 и др.

 

 

Рис. 5. Простейшая схема курсовой системы

 

Рассмотрим принцип работы схемы на следующем примере (Рис. 6). Пусть на самолете установлен магнитный компас М, который на схеме показан в виде К пояснению принципа работы курсовой системы магнитной стрелки, и курсовой гироскоп Г. С магнитной стрелкой жестко связаны щетки потенциометра, сам потенциометр связан с самолетом. Внешняя ось карданова подвеса гироскопа жестко соединена с потенциометром П2, щетки которого могут поворачиваться двигателем Д через редуктор Р. Двигатель управляется усилителем У, сигнал на вход которого поступает со щеток потенциометра. Потенциометры П1 и П2 связаны между собой тремя проводами. Параллельно потенциометрам подключен трехкатушечный логометрический указатель И.

 

Рис.6. Схема курсовой системы с взаимной связью датчиков курса корректирующими звеньями

 

Очевидно, эту схему можно рассматривать как следящую систему, у которой входными величинами будут магнитный и гироскопический курсы, а выходной величиной — показание индикатора. Предположим, что в некоторый момент система находится в таком положении, когда электрические потенциалы точек А, Б, В потенциометра П1 равны потенциалам точек Ах, Бх, Вх потенциометра П2. В этом случае напряжение на входе усилителя равно нулю и двигатель не работает. Стрелка индикатора благодаря постоянным потенциалам на концах логометрических катушек установилась на определенном делении шкалы. Допустим, что самолет развернулся по курсу на некоторый угол. Если считать магнитный датчик и курсовой гироскоп идеальными приборами — измерителями курса, то щетки потенциометров П1 и П2 повернутся относительно самолета на тот же угол. Это не нарушит сбалансированного состояния потенциометров П1П2 и двигатель Д останется в покое. В то же время потенциалы точек изменятся, поскольку нарушилось пространственное положение щеток потенциометра П2 относительно точек подвода питания С, Д. Вследствие этого изменятся потенциалы точек А, Б, В потенциометра П1 и, главное, потенциалы на концах катушек логометра, что приведет к повороту стрелки индикатора на угол. Рассмотрим теперь случай, когда из-за особенностей конструкции магнитного компаса в полете могут возникнуть колебания магнитной стрелки, например, за счет вибраций самолета. Потенциалы точек А, Б, В постоянны; они могут измениться только в зависимости от потенциалов потенциометра П2, Со щеток же потенциометра П1 снимается некоторое напряжение, так как они изменили пространственное положение относительно точек Л, Б, В. Напряжение, снимаемое со щеток Пь усиленное в усилителе, заставит двигатель через редуктор повернуть щетки потенциометра П2 в положение, при котором потенциометры опять окажутся согласованными. Естественно, что новое сбалансированное положение потенциометров приведет к изменению потенциалов в катушках логометра и повороту стрелки указателя. Такой процесс произошел бы, если располагаемая скорость отработки следящей системы, в которую входят потенциометр П2 усилитель, двигатель, редуктор, потенциометр П2, была бы равна скорости колебания магнитной стрелки. В этом случае стрелка указателя повторяет колебания магнитной стрелки. Когда скорость отработки следящей системы меньше, чем скорость колебания магнитной стрелки, что достигается в основном выбором передаточного числа редуктора, то следящая система не успевает отрабатывать колебания магнитной стрелки на указателе и стрелка оказывается неподвижной. Таким образом, с помощью указанной схемы можно отфильтровывать, сглаживать высокочастотные колебания магнитного датчика. В этом проявляется положительное влияние гироскопического датчика на магнитный при их совместной работе.

Магнитная девиация. Магнитная система компаса реагирует на окружающее магнитное поле, которое в общем случае является результирующим магнитных полей Земли и источников магнетизма самолета, например, стальных масс, электрических источников, радиосистем и т. д. Поэтому магнитная система устанавливается не по направлению магнитного меридиана, а имеет некоторую погрешность, называемую магнитной девиацией. Теория магнитной девиации и ее применение для практических, целей разработана довольно полно. Глубокое и всестороннее исследование этого вопроса было дано академиком А. Н. Крыловым. Подробно теория магнитной девиации рассматривается в курсе «Воздушная навигация».

Девиация магнитного компаса определяется экспериментально при выполнении девиационных работ. Однако для оценки характера девиации весьма важно произвести некоторые расчеты, которые удобнее выполнить по приближенным формулам девиации.

Различают девиацию трех видов: постоянную, полукруговую и четвертную.

Постоянная девиация определяется главным образом неточной установкой компаса на самолете. Коэффициент постоянной девиации А представлен прямой линией на графике девиации (рис. 6), выражающем зависимость девиации от магнитного курса.

Полукруговя представляет собой девиацию, вызванную:

1) твердым в магнитном отношении железом, т. е. железом, которое, будучи однажды намагниченным, сохраняет постоянными свои магнитные свойства;

2) постоянными магнитными полями от различных электрических источников, не меняющих свои направления при повороте самолета.
Пусть самолет расположен относительно направления горизонтальной составляющей Н магнитного поля Земли, а равнодействующая от магнитных полей самолета о бразует с его продольной осью угол. В этом случае магнитная система установится по направлению компасного меридиана.
Следовательно, девиация, обусловленная твердым железом самолета, является непрерывной периодической функцией. Она зависит от величины магнитного поля, создаваемого твердым железом, направления этого магнитного поля относительно продольной оси самолета и напряженности магнитного поля Земли, которая зависит от широты места. Поскольку эта девиация дважды за оборот (360°) принимает максимальное значение и обращается в нуль, она получила название полукруговой девиации

Рассмотрим теперь девиацию бз, обусловленную мягким в магнитном отношении железом. Известно, что мягкое железо наманичивается полем Земли, причем направление магнитной оси в железе в общем случае не совпадает с направлением намагничивающего поля. Тогда, обозначив угол между направлением равнодействующей магнитного поля от мягкого железа Ф и продольной.

Магнитная девиация на летательных аппаратах устраняется на горизонтальных площадках, удаленных не менее чем на 100 м от стоянок самолетов, аэродромных сооружений, бетонированных взлетно-посадочных полос, армированных железом, электрических сетей и т. д.

Устранение девиации должно проводиться при включенном электрорадиооборудовании, которое в полете большую часть времени работает. Самолет разворачивается на соответствующий магнитный курс, контролируемый специальным девиационным пеленгатором, устройством, позволяющим точно установить самолет на заданный магнитный курс.
Девиация определяется как разность между магнитным и компасным курсом

Девиация магнитного компаса типа КИ-13 устраняется девиационным прибором, представляющим собой устройство с двумя постоянными магнитами, взаимное положение которых изменяется как относительно друг друга, так и относительно магнитной системы компаса. Поворачивая валики 2, меняют результирующее магнитное поле магнитов 1 и тем самым компенсируют магнитное поле самолета. Девиационный прибор позволяет устранить полукруговую девиацию, после чего снимается график остаточной, т. е. не устраненной девиации. Этим графиком экипаж пользуется в полете для внесения поправок в показания компаса. Креновая погрешность, или креновая девиация компаса. Она возникает при кренах самолета, при наборе высоты или снижении в результате изменения положения деталей самолета, обладающих магнитными свойствами, относительно магнитной системы компаса, которая при эволюциях самолета стремится сохранить свое горизонтальное положение. Изменение положения магнитных масс относительно подвижной системы компаса приводит к изменению магнитных сил, действующих на компас, и создает дополнительную девиацию. Кроме этого, при кренах самолета на магнитную систему оказывает влияние вертикальная составляющая земного магнетизма Z.

Пусть самолет летит горизонтально, и его продольная ось О_х совпадает с направлением магнитного меридиана. При этом вертикальная составляющая магнитного поля Земли Z не оказывает влияния на движение магнитной системы, так как она направлена по оси компаса. Самолет при развороте получает некоторый угол крена у, в результате чего вектор Z уже не совпадает по направлению с осью подвеса магнитной системы на некоторый угол а, так как магнитная система все же получит наклон при вираже. Следовательно на магнитную систему будет действовать равнодействующая от горизонтальной составляющей магнитного поля Земли Н и проекции вертикальной составляющей Z на плоскость Z sinа, в которой находятся магниты, что приведет к ошибке бп в показаниях компаса. Эта ошибка зависит от магнитного курса самолета, географической широты места (от широты места зависит отношение горизонтальной и вертикальной составляющих напряженности магнитного поля) и от крена самолета. Креновая погрешность может достигать значительных величин.

Инерционная девиация возникает вследствие действия ускорений па картушку, «южный» конец которой утяжелен для поддержания магнитной системы в горизонтальном положении.

Под действием периодических возмущений, например, при полете в болтанку, возникают инерционные силы, заставляющие магнитную систему колебаться относительно указывающего индекса, что затрудняет отсчет показаний. Кроме того, при некоординированном вираже или при изменении скорости полета инерционные силы заставляют магнитную систему двигаться при отсутствии разворота самолета.

Погрешность от увлечения картушки возникает при развороте самолета, когда жидкость, заполняющая кожух компаса, вследствие трения о стенки вращается вместе с самолетом и увлекает за собой картушку компаса. После виража картушка возвращается в свое прежнее положение по отношению к магнитному меридиану, на это уходит до 30 с. До истечения этого времени отсчитывать показания не следует.

Погрешность от трения возникает за счет того, что вращающийся магнитный момент при малых углах отклонения магнитной системы компаса от магнитного меридиана невелик и соизмерим с моментом трения в опоре подпятника компаса.

 

Вывод: учитывая полученные зависимости для ошибки курсовой системы, можно сделать следующее заключение.

1. Короткопериодические (быстроменяющиеся) погрешности магнитного датчика или астрокомпаса курсовой системы подавляются и на указатель практически не пропускаются.

2. Медленноменяющиеся погрешности курсового гироскопа (уход в азимуте) на точности выходного курса не сказываются.

3. Постоянные погрешности, такие, как девиационные, схемой курсовой системы не компенсируются, поэтому их нужно уменьшать другими способами.

Периодические быстроменяющиеся погрешности курсового гироскопа схемой курсовой системы не уничтожаются и для их компенсации нужно принимать особые меры.

 

Задание на самостоятельную подготовку

 

1. Магнитные датчики курса.

2. Гироскопические датчики курса.

3. Понятие магнитная девиация.

 

 

Литература

 

1. Тыртычко А.С., Точилов Н. Н., М. М. Ногас, В. М. Блувштейн В. М. Авиационное оборудование вертолётов. Воениздат Воениздат МО СССР, М.: 1981 г. Стр. 217…227.

2. Авиационное оборудование самолётов. Под ред. Чинаева. Воениздат Воениздат МО СССР, М.: 1976 г. Стр. 252…269.

 

преподаватель ВК при ГУАП

подполковник А. Бакланов