ОБЩИЕ СВЕДЕНИЯ

ГИРОПОЛУКОМПАС НАВИГАЦИОННЫЙ ГПК-52

1. ЦЕЛЬ И ЗАДАЧИ РАБОТЫ

Цель работы - изучить принцип работы и возможности примене­ния азимутально-свободного гироскопа для выдачи сигналов из­менения углов курса летательных аппаратов и других подвижных объектов.

• Задачи работы - ознакомиться с основными конструктивными уз­лами и элементами ГПК-52 и проверить экспериментально его основные технические данные.

ОБЩИЕ СВЕДЕНИЯ

Принцип действия гирополукомпаса (ГПК) основан на свойстве сво­бодного трехстепенного гироскопа сохранять неизменной угловую ориен­тацию в пространстве своей главной оси (оси собственного вращения ро­тора). Однако, как известно, такой гироскоп будет иметь “кажущиеся ухо­ды” от вращения Земли и перемещений основания (самолета, корабля и т.п.) относительно Земли. Кроме того, реальный гироскоп имеет неизбеж­но в осях подвеса возмущающие моменты, обусловленные трением, неба­лансом и другими причинами. Поэтому он будет иметь еще и “собственные уходы”. Для частичного устранения этих и других недостат­ков в ГПК предусмотрена система коррекции.

На рис. 1 изображена принципиальная кинематическая схема ГПК с горизонтальной коррекцией. Ось его внешней рамки Оу обычно устанав­ливается параллельно нормальной оси самолета. На кожухе гиромотора

, являющемся внутренней рамкой, закреплен маятниковый чувстви­тельный элемент 2, электрические сигналы которого при отклонении глав­ной оси гороскопа (вектора Н) от плоскости горизонта поступают на кор­рекционный мотор 3, который, в свою очередь, прикладывая момент М соответствующего знака, заставляет прецессировать главную ось гироско­па обратно к плоскости горизонта. Таким образом, при помощи рассмот­ренной системы коррекции главная ось ГГЖ с определенной степенью точности будет удерживаться в плоскости горизонта. Необходимость этого очевидна из рассмотрения уравнений движения ГПК, которые в географи­ческой с истеме координат могут быть записаны в следующем виде:

где:

а и p - углы отклонения главной оси гироскопа соответственно относительно осей внешней (от плоскости меридиана) и внутренней (от плоскости горизонта) рамок; угловая скорость суточного вращения Земли,

<р - широта места, iff - угол курса,

2. радиус Земли, *

3. линейная скорость перемещения основания относительно Земли,

М,, М, -результирующие внешние моменты соответственно относительно осей внешней и внутренней рамок.

Первое уравнение системы (1) характеризует движение вектора Я в азимуте, т.е. вокруг оси внешней рамки, второе - движение вокруг оси внутренней рамки. В ГПК съем показаний осуществляется по оси внешней рамки, например, как угол между стрелкой, жестко закрепленной на оси, и соответствующим индексом (делением) на шкале, жестко связанной с кор­пусом прибора (см. рис. I). Поэтому главный интерес представляет первое уравнение. Из него видно, в частности, что угловая скорость движения

внешней рамки а зависит от угла 0. Влияние угла р можно устра­нить, уменьшая его до нуля. Это и приводит к необходимости введения в схему ГПК горизонтальной коррекции.

На практике в пилотажных ГПК (например, ГПК-48) часто приме­няют не горизонтальную, а межрамочную коррекцию, обеспечивающую перпендикулярность вектора И плоскости внешней рамки. При условиях равномерного прямолинейного горизонтального полета, когда нормальная ось самолета совпадает с направлением вертикали места, результат дейст­вия этих коррекций идентичен. При длительном полете с углами крена или тангажа горизонтальная И межрамочная коррекции могут привести к су­щественным искажениям показаний прибора. Для предварительной оцен­ки работы ГПК можно ограничиться кратким рассмотрением первого уравнения системы (I) в предположении, что угол Щ = 0. Тогда оно тако­во:

Из (2) следует, что, если ГПК использовать, например, на самолете как указатель географического угла курса, ошибка в его показаниях будет нарастать во времени. Таким образом ГПК не является, в известном смыс­ле, указателем курса, так как не сохраняет заданного направления геогра­фического меридиана,, а уходит от него. Он не обладает избирательностью по отношению к направлению меридиана, как, например, гирокомпас или магнитная стрелка, т.е. не является компасом. Будучи предварительно ус­тановленным по какому-либо другому компасу, например, он лишь вре­менно с определенной степенью точности может служить указателем кур­са. Именно поэтому он и называется - ги рополукомпас.

Первые два члена уравнения (2) характеризуют кажущиеся уходы от вращения Земли и от скорости самолета, последний - “собственные ухо­ды", которые могут быть обусловлены моментами трения, небаланса в оси внутренней рамки (вообще говоря, направление собственных уходов с уг­ловой скоростью является неопределенным, так как вредные момен­ты в общем случае являются случайными функциями времени).

Исли предположить, что v = 0, г.е. ГПК находится в какой-либо конкретной точке поверхности Земли, то уравнение (2) примет вид:

Из этого уравнения видно, что Кажущийся уход ГПК от суточного вращения Земли можно устранить, если по оси внутренней рамки прило­жить внешний момент . Тогда этот момент вызовет прецессию 1 ПК относительно внешней рамки со скоростью , т.е.

главная ось гироскопа будет поворачиваться с угловой скоростью равной вертикальной составляющей суточного вращения Земли, и погрешность ГПК от вращения Земли будет отсутствовать.

В пилотажных ГПК такой компенсирующий момент обычно созда­ется за счет соответствующей балансировки гироузла смещением его цен­тра тяжести вдоль главной оси (на рис. 1 ось Oz). Однако такой способ обеспечивает компенсацию кажущегося ухода только для одного опреде­ленного значения угла широты <р₀. Очевидно, что для другой широты кажущийся уход будет определяться соотношением

3)

Для пилотажных ГПК по техническим условиям суммарный уход от вращения Земли и вредных моментов допускается в пределах 2^Р-3° за пят­надцать минут. По истечении указанного времени с помощью арретира в показания прибора вводится необходимая поправка.

В более точных навигационных ГПК компенсация кажущихся ухо­дов обеспечивается азимутальным коррекционным мотором. Для этого на коррекционный мотор подается сигнал, пропорциональный величине (см. уравнение 3).

Навигационный ГПК является высокоточным (прецизионным) при­бором. Достигается это большим совершенством элементов конструкции прибора, подбором специальных материалов, тщательной балансировкой, а в некоторых случаях и созданием специальных условий для работы ГПК (термос'; атирование, обогрев и т.д.).

Необходимость тщательной балансировки ГПК очевидна, поскольку смещение центра тяжести гироскопа приводит к созданию вредных мо­ментов, приводящих к появлению собственных уходов. Наиболее нежела­тельным является смещение центра тяжести по главной оси (Oz), так как в этом случае возникает прецессия (собственный уход) вокруг оси внешней рамки, с которой снимается полезный сигнал (показания прибора).

Влияние моментов трения в осях ГПК можно пояснить на следую­щем частном примере. Предположим, что ГПК установлен на самолете, совершающем левый вираж с угловой скоростью а>„ (рис. 2). Тогда век­тор момента трения М_т1 в подшипниках подвеса наружной рамки будет совпадать по направлению с вектором Ц.

Момент трения вызовет прецессию главной оси (вектора Н) гиро­скопа вокруг оси внутренней рамки Ох с угловой скоростью J3, = —¹-.

н

При этом в подшипниках подвеса внутренней рамки возникает момент трения М_т, направленный в сторону, противоположную угловой скоро­сти прецессии /З_г. Этот момент трения М_т, в свою очередь, заставит

та м_т

прецессировать гироскоп с угловой скоростью а, =-—- вокруг оси

внешней рамки в направлении виража самолета.

Таким образом при вираже самолета у ГПК будет возникать погреш­ность от момента трения, нарастающая во времени с угловой скоростью М ш

а, ~ ™, и угол разворота, отсчитанный по шкале прибора, будет не­сколько меньше действительного угла разворота самолета.

Если угловая скорость к и ража самолета меньше, чем скорость пре-

м_т

цессии гироскопа от момента трения, т.е. со, <а>_Т = а_т = —-,

то не представляется возможным измерить прибором изменение угла по­ворота (угла курса), гак как гироскоп поворачивается вместе с самолетом.

Поэтому условие называют порогом чувствительности ГПК.

Оно означает, что прибором можно произвести измерение угла разворота самолета только при угловой скорости виража щ > а>_Шл.

При виражах самолета с углом крена у ГГ1К появляется погреш­ность, обусловленная системой горизонтальной коррекции. Причем эта погрешность (ее принято называть виражной погрешностью) одинаково проявляет себя как в случае горизонтальной маятниковой, так и межра- мочной коррекции. Физическую сущность виражной погрешности ГПК кратко можно пояснить гак. При вираже с креном нормальная ось самоле­та у_с а, следовательно, и ось внешней рамки ГПК у будут описывать в пространстве конус. I лавная же ось гироскопа в начальный момент будет находиться в горизонтальной плоскости. Система горизонтальной коррек­ции в этом случае будет заставлять прецессировать главную ось гироскопа к напранлению перпендикуляра к оси внешней рамки (как в случае меж- рамочной, так и маятниковой коррекции, потому, что положение маятника при правильном вираже совпадает с нормальной осью самолета). В общем случае прецессия вектора // будет происходить в наклонной плоскости причем результирующее значение ухода вокруг оси внешней рамки будет в направлении угловой скорости виража. При прекращении виража эта по­грешность сохраняется, гак как она обусловлена действительным уходом главной оси гироскопа от первоначального направления.

При малой эффективности коррекции виражная погрешность пило­тажных I ПК не превышает У’-Т’ за один оборот виража.

I Томимо виражной погрешности, при кренах самолета у ГПК возни­кает г еометрическая ошибка в отсчете показаний, которую принято назы­вать кар данной погреш ностью. Карданная погрешность не связана с дей­ствительными уходами гироскопа. При устранении угла крена она исчеза­ет. Она обусловлена геометрическими особенностями подвеса кардана. Подробнее о виражной и карданной погрешностях можно прочитать в [1, 2,4].

ЗАДАНИЕ

4. Ознакомиться с комплектом ГПК-52.

5. Изучить конструкцию гиродатчика ГПК-52.

6. Измерить напряжение и токи в фазах гиромотора.

7. Проверить работу дистанционной передачи.

8. Определить уходы ГПК на неподвижном относительно Земли ос­новании.

9. Построить графики карданной погрешности.

10. По полученным результатам сделать выводы о работоспособно­сти прибора.

КРАТКОЕ ОПИСАНИЕ ГПК-52

Гирополукомпас ГПК-52 является навигационным прибором. Он предназначен для решения задач самолетовождения на любых широтах северного полушария и в районе Северного полюса, где практически ис­ключена возможность применения обычных магнитных и гиромагнитных компасов. Помимо этого, он может использоваться дли пилотажных целей: для выполнения точных разворотов самолета на заданный угол, для по­строении “коробочки” при посадке и выдерживания направления полета. I ирополукомпас ГПК-52, являясь визуальным прибором, одновременно служит датчиком электрических сигналов, зависящих от направления по­лети. ')ти сигналы могут быть использованы для указателей ПДК-49, для дублирующих указателей ГПК-52, для навигационного индикатора НИ-50, для автопилотов и других потребителей. Упрощенная электро- кинематическая схема комплекта ГПК-52 приведена на рис. 3.

Ось ротора гироскопа удерживается в плоскости горизонта с помо­щью горизонтальной маятниковой коррекции. Чувствительным элементом горизонтальной коррекции является жидкостный маятниковый переклю­чатель (5). Он управляет токами, протекающими по управляющим обмот­кам ротора горизонтального мотора-корректора (1), являющегося испол­нительным элементом горизонтальной коррекции.

В отличие от других систем гирополукомпасов, в ГПК-52 для кор­ректировки прибора в азимуте предусмотрена азимутальная коррекция, предназначенная для компенсации погрешности прибора, порождаемой вертикальной составляющей вектора угловой скорости суточного враще­ния Земли, и для компенсации имеющейся несбалансированности гироуз­ла.

Момент, развиваемый азимутальным мотором-корректором (2), в гирополукомпасе формируется за счет подачи на управляющую обмотку азимутального корректора напряжения, изменяющегося в зависимости от изменения широты места. Не вскрывая прибор, при помощи азимутально­го корректора можно также компенсировать разбалансировку гироузла, которая может появиться в процессе длительной работы прибора.

Напряжение, необходимое для получения компенсирующего момен­та, подается на управляющую обмотку азимутального корректора, (2) от широтного и поправочного потенциометров (6, 7), смонтированных в пульте управления.

Отклонение продольной оси самолета от установленного курса оце­нивается по взаимному расположению шкаты (3), укрепленной на верти­кальной оси карданного подвеса гироскопа, и треугольному индексу, ук­репленному на корпусе прибора.

Съем курсового сигнала на указатели курса (9) осуществляется по­средством потенциометрической передачи от трехотводного потенцио­метра (II), питаемого постоянным током напряжения 27 В, через две пары щеток (13), расположенных под углом 180°.

Установка шкалы прибора на необходимый курс производится при помощи ручки задатчика курса (10) с пульта управления.

При повороте ручки задатчика курса на большой или малый угол в одну, либо в другую сторону происходит соответствующий разворот шка­лы гирополукомпаса с большей или меньшей скоростью вправо или влево.

Разворот шкалы происходит за счет подключения питания к управ­ляющей обмотке электродвигателя ДИД - 0,5 (4), который через редуктор разворачивает шкалу (3) и жестко связанные с ней щетки (13) курсового потенциометра в соответствующее положение относительно наружной ра­мы кардана.

Такая система обеспечивает установку необходимого курса, не на­кладывая момент на гироскоп. При повороте подвижной системы гиро­скопа механическим арретиром вследствие больших реактивных моментов разрабатываются подшипники, что приводит к смещению центра масс ги­роскопа.

Для уменьшения послевиражных ошибок в гирополу ком пасе ГПК- 52 предусмотрена возможность автоматического отключения горизон- тачьной коррекции при совершении самолетом виражей с угловой скоро­стью от 0,3 рад/сек и выше.

Выключение горизонтальной коррекции производится разрывом це­пи управляющих обмоток мотора горизонтальной коррекции (1) специ­альным гироскопическим выключателем коррекции - ВК-53РБ (8).

В комплект гирополукомпаса ГПК-52 входят следующие агрегаты:

11. Гирополукомпас (датчик) ГПК-52.

12. Пульт управления ГПК-52-ПУ.

13. Выключатель коррекции ВК-53РБ.

14. Указатель ПДК-49 (2 шт.).

15. Соединительная коробка ГПК-52-СК (В лабораторной установке вместо ГПК-52-СК применен пульт для проверки ГПК-52АП и ВС с СК”).

Основные технические характеристики комплекта ГПК-52

Поиск по сайту: