Принцип действия и устройство измерителя курса

Назначение и классификация

Курсом Ψ называется угол между некоторым направлением (линией начала отсчета) в горизонтальной плоскости и проекцией продольной оси летательного аппарата на эту плоскость (рис. 12.1). ИУ, предназначенные для измерения курса называются компасами. На практике используются три линии начала отсчета курса: направления географического и магнитного меридианов и ортодромии (ортодромия – дуга большого круга, плоскость которого проходит через центр Земли).

Курс отсчитывается по часовой стрелке от направления на север. Измеряется курс в градусах и может принимать значения от 0 до 360^о.

Различают истинный, магнитный, ортодромический и компасный курсы в зависимости от вида меридиана или направления принятого за начало отсчета (рис. 12. 2).

Истинным курсом называется угол ИК, отсчитываемый от географического меридиана. Обычно магнитная стрелка, свободная от влияния посторонних магнитных полей, устанавливается не по географическому, а по так называемому магнитному меридиану. Угол МК, отсчитываемый от магнитного меридиана, называется магнитным курсом. При измерении курса компасом, например, магнитным, показания будут отличаться от истинного и магнитного курсов вследствие погрешностей, свойственных ИУ. Угол КК, измеряемый компасом, называется компасным курсом.

По принципу получения информации о курсе авиационные компасы классифицируются следующим образом:

- магнитные компасы, чувствительные элементы которых определяют направление магнитного меридиана;

- астрономические компасы, определяющие истинный курс путем визирования небесных тел с учетом места и времени наблюдений;

- гирополукомпасы, основанные на использовании основного свойства трехстепенного гироскопа – сохранять неизменным положение своей главной оси (оси ротора) в пространстве и применяемые обычно для измерения ортодромического курса;

- радиокомпасы, измеряющие курсовой угол наземной радиостанции – угол между горизонтальными проекциями продольной оси самолета и направлением с самолета на радиостанцию.

Методы измерения курса

Определение курса осуществляется следующими методами: магнитным, индукционным, астрономическим, гироскопическим и радиотехническим.

Магнитный метод измерения курса основан на определении направления магнитного поля Земли. Для измерения курса магнитным методом применяются магнитные компасы, обладающие простотой устройства и надежностью. Магнитному методу измерения курса свойственны недостатки и ограничения, которые сводятся к следующему: этот метод дает большие погрешности в районах магнитных аномалий, во время магнитных бурь, в высоких широтах (выше 80°), а также в условиях больших девиаций на борту ВС.

Индукционный метод во многом лишен недостатков магнитного метода измерения курса.

В этом методе также используются свойства магнитного поля Земли, однако напряженность поля воздействует не на магнитную стрелку, а на магнитное сопротивление индукционного элемента, питаемого переменным током. В индукционном методе устраняется часть недостатков, свойственных магнитному методу, однако влияние магнитных бурь и магнитных аномалий по-прежнему имеет место.

Астрономический метод основан на пеленгации небесных светил (Солнца, Луны, звезд) и определении по этим данным курса летательного аппарата. При видимости небесных светил, астрономические компасы дают точные и надежные показания в любой точке земного шара.

Гироскопический метод определения курса, наиболее распространенный в авиации, основан на использовании позиционных гироскопов. Этот метод в сочетании с другими упомянутыми методами является одним из основных.

Радиотехнический метод измерения курса основан на измерении углов между направлением на радиостанцию и продольной осью летательного аппарата, другими словами на измерении курсового угла радиостанции КУР.

Курс летательного аппарата должен измеряться с высокой точностью. Так, при ручном пилотировании по компасу с целью вывода ЛА в заданную точку курс должен быть известен с погрешностью, не превышающей ±30'. При применении компасов в качестве датчиков курса в навигационных системах и системах управления полетом погрешности не должны превышать ±15'. Применяемые в настоящее время компасы не полностью удовлетворяют этим требованиям и их погрешности нередко превышают ±1°.

Все рассмотренные методы определения курса нашли свое применение и реализованы в измерительных устройствах установленных на ВС. Как наиболее типичные далее будут рассмотрены измерители курса построенные на магнитном и индукционном методах.

Принцип действия и устройство измерителя курса

Магнитные компасы

Простейшим устройством для определения направления магнитного меридиана Земли является магнитная стрелка.

Принцип действия магнитного компаса основан на взаимодействии магнитного поля магнитной стрелки компаса с магнитным полем Земли.

Направление магнитного меридиана задается горизонтальной составляющей Н вектора напряженности Т магнитного поля Земли (рис. 12.3, а). Угол θ называется магнитным наклонением. Угол между направлениями географического меридиана NS и Н (рис. 12.3,6) называется магнитным склонением δ Величина и знак δ необходимые для перехода к истинному курсу, определяются по специальным картам.

В авиационных недистанционных магнитных компасах типа КИ-13 (рис. 12.3) роль магнитной стрелки выполняют два цилиндрических постоянных магнита 1, образующие вместе с лимбом 2, на котором они закреплены, подвижную систему, называемую картушкой. Картушка, показанная отдельно на рис. 12.3,а, имеет шпиль 4, который опирается на амортизированный подпятник (топку) 5. Герметический корпус 3 компаса заполнен жидкостью (лигроином), благодаря чему обеспечивается демпфирование колебаний картушки и уменьшение трения в опоре вследствие частичного взвешивания картушки. Для компенсации температурных изменений объема жидкости служит мембранная камера 7. На лицевом стекле 6 имеется вертикальная черта для отсчета курса по шкале картушки.

Другим примером устройств для измерения магнитного курса являются датчики сигналов магнитного курса типа ПДК-45 (жидкостные и ПДК-3 (“сухие”), применяемые в гиромагнитных дистанционных компасах.

Их подвижная магнитная система принципиально подобна рассмотренной на рис. 12.3. Сигналы курса выдаются неподвижным потенциометром, щетки которого закреплены на оси подвижной системы.

Всем рассмотренным компасам свойственны значительные погрешности из-за трения в опорах оси подвижной магнитной системы. Кроме того, при разворотах самолета возникают ошибки увлечения, поскольку начинающая вращаться при этом жидкость отклоняет ось магнитов от направления вектора Н. В датчиках ПДК-3 увлечение вызывается электромагнитным демпфером и трением в опорах.

От указанных погрешностей свободны индукционные датчики магнитного курса

Индукционные компасы

Принцип действия индукционного компаса основан на наведении магнитным полем Земли злектродвижущей силы в дросселе с пермалоевым сердечником. Магнитная проницаемость которого периодичеси изменяется с помощью переменного магнитного поля.

Индукционный метод определения направления магнитного поля земли позволяет обойтись без картушки с ее магнитной системой. Для пояснения идеи индукционного метода рассмотрим индукционный элемент (рис. 12. 4), состоящий из двух пермаллоевых стержней 1, на которые намотаны подмагничивающая обмотка 2 и сигнальная обмотка 3. Подмагничивающие обмотки охватывают каждый стержень и соединены последовательно, а сигнальная обмотка охватывает оба стержня. Если стержни находятся в горизонталь ной плоскости, то горизонтальная составляющая поля земли Н будет создавать в стержнях магнитный поток Ф, величина которого зависит от положения осей стержней по отношению к вектору напряженности магнитного поля земли. Поток Ф, постоянный по величине, не может наводить э. д. с. в сигнальной обмотке 3. Для того чтобы поток Ф наводил в сигнальной обмотке пропорциональную ему э. д. с, необходимо осуществить изме нение потока путем изменения магнитной проницаемости стержней. Для этого подмагничивающую обмотку 2 питают переменным напряжением частоты f (например, 400 Гц). Поскольку сила тока в подмагничивающих обмотках дважды за период принимает максимальное значение, то магнитная проницаемость стержней за тот же период дважды становится максимальной и дважды минимальной, т. е. частота изменения проводимости в два раза больше частоты питающего напряжения.

Очевидно, поток Ф также будет меняться с двойной частотой. Магнитные потоки, создаваемые подмагничивающими обмотками 2 в стержнях 1, противоположны по направлению, а индуктируемые ими в сигнальной обмотке э. д. с, равные по величине и обратные по знаку, взаимно компенсируются. Магнитный поток Ф, обусловленный магнитным полем земли, будет модулироваться с частотой 2 f, что приведет к появлению в сигнальной обмотке э. д. с. той же частоты 2 f.

На рис. 12. 5 приведена принципиальная электрическая схема индукционного компаса. Чувствительный элемент компаса состоит из трех пар пермаллоевых стержней, расположенных под углами 60° друг к другу. Намагничивающие обмотки намотаны на каждый стержень и соединены последовательно, а сигнальные обмотки охватывают оба стержня, соединены в треугольник и связаны тремя проводами со статорными обмотками 2 сельсина-приемника. В однофазной роторной обмотке 3 сельсина наводится э. д. с. частотой 800 Гц, зависящая от положения датчика по отношению к направлению магнитных силовых линий поля земли. Если ось обмотки ротора сельсина совпадает с направлением магнитного поля, то э. д. с. будет отсутствовать.

Наводимая в обмотке ротора сельсина э. д. с. усиливается в усилителе 4 и подается в двигатель 5, который поворачивает ротор в такое положение, чтобы э. д. с. равнялась нулю.

Датчик индукционного компаса (рис. 12. 6) включает чувствительный элемент, платформу, поплавок, карданов подвес и девиационный прибор. Внутренняя полость датчика заполнена жидкостью (75% лигроина и 25% масла МВП).

Чувствительный элемент состоит из трех магнитных зондов, расположенных по сторонам равностороннего треугольника. Каждый магнитный зонд имеет два пермаллоевых сердечника 1, помещенных в подмагничивающие катушки 2. Сигнальная катушка 3 охватывает стержни и подмагничивающие обмотки.

Чувствительный элемент закреплен на пластмассовой платформе 4. Вывод проводов от чувствительного элемента осуществляется через полую ось 6.

Платформа 4 и поплавок 8 крепятся к основанию 5, являющемуся внутренним кольцом карданова подвеса и поворачивающемуся на полых осях 6. Наружное кольцо карданова подвеса 11 на своих осях 13 поворачивается внутри корпуса 12.

Поплавок вместе с чувствительным элементом находится в жидкости во взвешенном состоянии, которое достигается за счет подгонки веса груза 15, закрепленного на платформе 4. При кренах самолета до 17° чувствительный элемент благодаря карданову подвесу остается горизонтальным. Жидкость служит также для демпфирования колебаний поплавка (и чувствительного элемента).

Рис. 12. 6. Конструкция индукционного датчика ИД:

1 – сердечник чувствительного элемента; 2 – катушка намагничивания; 3 – сигнальная катушка; 4 – пластмассовая платформа чувствительных элементов; 5 – внутреннее кольцо карданова подвеса; 6 – полая ось карданова подвеса; 7 – пробка; 8 – поплавок; 9 – девиационный прибор; 10 – зажимное кольцо; 11 – наружное кольцо карданоза подвеса; 12 – корпус датчика; 13 – полая ось карданова подвеса; 14 – чашка; 15 – груз

Для устранения полукруговой девиации применяют девиационный прибор 9, по устройству подобный девиационному прибору недистанционного магнитного компаса.

Сигналы индукционного датчика по трехпроводной линии поступают на сельсин-приемник. Индукционные компасы обычно применяются в сочетании с гирополукомпасами, являясь для последних корректирующими устройствами в азимуте.

Радиокомпасы

На борту современного самолета имеются радиоустройства – угломерные системы, позволяющие определять курсовые углы передающих радиостанций (КУР), т. е. углы между продольной осью самолета и направлением на радиостанции (см. рис. 13.3).

Зная магнитный курс и КУР, можно определять истинный пеленг радиостанции (ИРП) – угол между истинным меридианом местоположения самолета и направлением на радиостанцию. Этот угол сокращенно обозначается ИРП и равен сумме истинного курса самолета ИК и курсового угла радиостанции:

ИРП = ИК + КУР

КУР отсчитывается от продольной оси самолета; ИК и ИРП – от истинного меридиана. Отсчет ведется в градусах от 0 до 360°.

Если известны истинный курс и истинный пеленг радиостанции или истинные пеленги двух радиостанций, то этого достаточно для определения местонахождения самолета.

Действие самолетных радиопеленгаторов основано на одновременном приеме сигналов радиостанции на две антенны – рамочную и открытую.

Открытая антенна представляет собой вертикальный штырь или провод, и характеристика направленности ее является окружностью. Сила приема на такую антенну одинакова независимо от направления приходящего радиосигнала.

Характеристика направленности рамочной антенны изображена на рис. 13.11. Если плоскость рамки совпадает с направлением на радиостанцию, то сила приема максимальна; если плоскость рамки перпендикулярна направлению на радиостанцию, то сила приема равна нулю. При дальнейшем повороте рамки сигнал появится вновь (перевернутый по фазе) и достигнет максимума, когда плоскость рамки вновь совпадет с направлением на радиостанцию.

При одновременном приеме на обе антенны суммарная диаграмма силы приема изобразится так называемой кардиоидой.

При соответствующем подборе параметров антенн кардиоида однозначно определяет направление на радиостанцию, однако минимум, определяемый кардиоидой, недостаточно ярко выражен. Для того чтобы устранить этот недостаток, э д.с. от рамочной антенны подают на балансный модулятор, т. е. на электронный переключатель, который несколько десятков раз в секунду изменяет на 180° фазу сигнала рамочной антенны.

Таким образом, в приемник радиопеленгатора поступают две э д.с: Е_р – от рамки, Е _а – от открытой антенны. Высокочастотные колебания, подводимые от рамки, меняют фазу с частотой 50 Гц (рис. 13.12, а). Эти колебания складываются с колебаниями, поступающими от открытой антенны (см. рис. 13.12, б), и на усилитель поступает суммированная э д.с. (см. рис. 13.12, в). В первый полупериод низкой частоты 50 Гц сигнал высокой частоты рамки совпадает по фазе с сигналом высокой частоты открытой антенны, и поэтому результирующее напряжение будет равно сумме напряжений поступающих сигналов. Во второй полупериод напряжение сигнала рамки находится в противофазе с напряжением открытой антенны и результирующее напряжение будет равно их разности. Далее суммарный сигнал усиливается и выпрямляется. Величина напряжения частотойна выходе приемника зависит от угла поворота рамки. Если плоскость рамки образует прямой угол с направлением на радиостанцию, рамка не принимает приходящие сигналы, следовательно, нет модуляции сигнала антенны, а на выходе приемника не будет напряжения частоты 50Гц.

При переключении фазы образуется другая кардиоида, которая является как бы зеркальным отображением первой. Эти две кардиоиды (рис. 13.13) и определяют направление сигнала на выходе пеленгатора. Одна из кардиоид – отрицательная, другая – положительная. Если преобладает э.д.с. с отрицательным знаком, сигнал на выходе будет одного направления; при положительном знаке сигнал имеет другое направление.

На рис. 13.14 изображена блок-схема автоматического радиокомпаса. Выходной сигнал поступает на электродвигатель, автоматически отрабатывающий рамку в положение пеленга. Сельсин-датчик передает положение рамки на указатель.

Указатель радиокомпаса показывает курсовой угол радиостанции, принимаемой радиокомпасом.

12.4 Погрешности датчиков курса

Погрешности магнитных компасов

Любые типы датчиков магнитного курса имеют общие методические погрешности, в том числе девиацию, поворотную и креновую погрешности.

Девиацией δ называется погрешность, обусловленная магнитными полями железных масс летательного аппарата, а также полями электро- и радиооборудования. Девиация разделяется на постоянную и переменные составляющие. Постоянная составляющая δ устраняется поворотом корпуса датчика курса. Из переменных составляющих, являющихся периодическими функциями магнитного курса, наибольшее значение имеет так называемая полукруговая составляющая девиации с периодом 2π, обусловленная твердым железом. Для ее компенсации применяют магнитные девиационные приборы, представляющие собой дополнительные магниты, располагаемые на корпусе датчика. Положение магнитов регулируют таким образом, что вектор их поля становится равным и противоположным вектору поля твердого железа. Остальные составляющие δ в компасах типа КИ учитываются с помощью поправочных графиков, а в курсовых системах компенсируются с помощью специальных лекальных коррекционных устройств.

Креновая погрешность обусловливается воздействием на чувствительный элемент компаса горизонтальной проекции составляющей напряженности поля твердого железа, направленной по нормальной оси летательного аппарата. Эта проекция возникает при появлении углов крена и тангажа и отсутствии ускорений, когда плоскость чувствительного элемента (плоскость картушки, либо основания ИД) остается горизонтальной.

Наиболее важной методической погрешностью является поворотная. При разворотах летательного аппарата под действием силы инерции плоскость чувствительного элемента компаса отклоняется от плоскости горизонта. Вследствие этого изменяется проекция полного вектора Т поля Земли на плоскость чувствительного элемент, что и является причиной поворотной погрешности. Очевидно, что эта погрешность проявляется не только при разворотах, но и при любых эволюциях летательного аппарата с ускорениями.

Погрешности индукционного компаса при нормальных условиях не превышают ±1,5^о.

Погрешности индукционных компасов

Индукционным компасам свойственны все виды методических погрешностей, присущих магнитным компасам, – погрешности от магнитного склонения, от магнитной девиации, от наклонов самолета относительно чувствительного элемента (если последний подвешен в кардановом подвесе) и от наклонов индукционного элемента относительно плоскости горизонта.

Причины возникновения и способы уменьшения методических погрешностей индукционных компасов те же, что и магнитных компасов.

Инструментальные погрешности индукционных компасов носят несколько иной характер, так как отпадает ряд погрешностей, связанных с влиянием внешних сил на картушку, в частности, исключаются погрешности от трения, от небаланса и от увлечения.

Из инструментальных погрешностей индукционного компаса следует назвать погрешности датчика, вызванные влиянием нестабильности напряжения и частоты питания, погрешности от колебания температуры окружающей среды и погрешности, вызванные производственно-техническими причинами.

Для исключения методических погрешностей в схему индукционного компаса вводят гироскоп. Индукционный компас, в схеме которого имеется гироскоп, называется гироиндукционным компасом.