Рабочие режимы ИКВ

Выше было указано, что рабочие режимы ИКВ определяются видом коррекции платформы - интегральной (ИК) или радиальной (РК). При установке переключателя на ПНД "РК - откл." в положение "откл." ИКВ работает в режиме ИК, а в положении "РК" включается режим "РК". Режим ИК является основным, а РК - вспомогательным, включаемым автоматически при загорании лампочки "Отказ" на ПНД. Возможно и ручное включение РК -при появлении больших погрешностей в выдаче сигналов γ и υ. Необходимое условие использования РК - прямолинейный равномерный полет. Это условие объясняется тем, что акселерометры при РК являются датчиками гори­зонтальности платформы и, следовательно, не должны испытывать ускорения от негравитационных сил. Выдача ИКВ сигналов Wx, у при переходе к РК прекращается. Во всех случаях включения РК (ручного или автоматического), ИКВ, независимо от выбранного режима курсового канала ("ГПК" или "МК") выдает магнитный или географический (при введении на КМ-2 магнитного склонения) курс. Функционирование ИКВ в рабочих режимах определяется совместным действием трех систем:

1) системы измерения ψ, γ, υ;

2) системы силовой гиростабилизации платформы;

3) системы управления платформой (коррекции).

Первые две системы и в ИК, и в РК работают одинаково, управление же платформой при переходе от ИК к РК несколько видоизменяется. Рассмотрим работу указанных систем.

3.3.1 Система измерения ψ, γ, υ.

а) Измерение ψ - при рысканиях самолета вместе с последним поворачиваются в горизонтальной плоскости НРК, рама тангажа и ВРК. Закрепленный на ВРК статор СКТ-курса повернется относительно ротора, жестко связанного с вертикальной осью платформы. В результате СКТ- ψ выдает сигнал ортодромического (так как платформа корректируется в азимуте на ) курса, который через блок гиромагнитной коррекции БГМК блока БК-20 поступает к потребителям. Так работает канал в режиме "ГПК" (зада­ется на ПНД). При радиальной коррекции платформы или работе курсового канала в режиме "МК" (задается на ПНД переключателем "ЗК-ГПК-МК") БГМК отключается от курсовертикали КВ-1 и потребителям начинает выдаваться значение магнитного (или географического) курса. Источником курсовой информации в данном случае является датчик ИД-6. Для ускорения согла­сования при переходе в режим "'МК" дополнительно на 5 секунд нажимается кнопка "Согласование" (установлена на ПНД).

б) Измерение υ - при отклонениях самолета по тангажу вместе с самолетом перемещается НРК с закрепленным на ней статором СКТ - υ. Ротор СКТ- υ вместе с рамой тангажа (и платформой) остается в прежнем положении, поэтому СКТ- υ сразу выдает сигналы текущего υ, которые далее поступают потребителям.

в) Измерение γ - осуществляется в процессе управления НРК. Источником сигнала по γ служит СКТ - γ, размещенный на НРК. НРК, как уже было отмечено ранее, обеспечивает невыбиваемость КВ-1 при маневрах самолета (аналогично раме крена курсовертикали КВ-2Н системы СКВ-2Н). Управление НРК осуществляется в нормальном режиме и режиме вертикального маневра.

В нормальном режиме (вне зоны вертикального маневра) при накренении самолета за счет трения в подшипниках СКТ - γ вслед за самолетом частично увлекается НРК. НРК, в свою очередь, переместит раму тангажа с закрепленным на последней статором СКТ - γ внутрен.

В результате на выходе СКТ - γ внутрен. появится сигнал, соответствующий углу "увлечения" НРК самолетом. Этот сигнал после усиления в усилителе УВР подается через контакты КЗ на разгрузочный двигатель РД4. РД4 возвращает НРК в прежнее горизонтальное положение и только теперь ротор СКТ - γ НРК (жестко связанный с самолетом) оказывается повернутым относительно статора точно на угол текущего крена. Процесс управления идет достаточно быстро, и поэтому потребители практически сразу получают сигналы истинного текущего крена.

Рис. 12. ИКВ - рабочие режимы

В режиме вертикального маневра чувствительность СКТ - γ внутрен. снижается (см. аналогичный режим для СКВ-2Н), управление НРК становит­ся вялым и поэтому в зоне углов тангажа | υ | = 90 ± 5° управление НРК производится через контакты КЗ непосредственно от сигналов СКТ - γ самой НРК. Переключению контактов КЗ в момент входа в зону вертикального ма­невра предшествует искусственный переворот НРК на 180°, что необходимо для изменения показаний курса на 180° (полет в обратную сторону) и сохранения правильной полярности отсчета угла тангажа. При выходе из зоны | υ | =90+5° снимается команда "переворот рамы" и КЗ устанавли­ваются в прежнее положение.

Измерение углов ψ, γ, и υ будет правильным лишь в случае постоян­ной ориентированности платформы по осям ε, η, ζ, что обеспечивают системы силовой гиростабилизации и управления платформой.

3.3.2. Система силовой гиростабилизации

Система силовой гиростабилизации — разгружает платформу от всех внешних возмущений (моментов) по каждой из осей стабилизации — ε, z и h. Каждый канал стабилизации включает гироскоп, его датчик угла, усилитель и разгрузочный двигатель. Системы каналов курса и крена до­полнительно имеют общий преобразователь координат ПК. ПК обеспечивает правильную коммутацию и изменение сигналов датчиков угла каналов крена и тангажа при разворотах самолета по курсу. Делать это необходимо, так как при разворотах изменяется взаимное расположение осей разгрузочных двигателей и осей датчиков угла. Работу гиростабилизации рассмотрим на примере канала тангажа (функционирование других каналов аналогично). Пусть при отклонениях самолета по тангажу за счет трения в СКТ - γ к платформе прикладывается момент, стремящийся повернуть ее вслед за самолетом (вокруг оси η). Однако смещения платформы не произойдет, так как возмущающему моменту (трения в данном случае) сразу же противо­действует момент гироскопа 1Г. При этом "сопротивление" гироскопа, ес­тественно, сопровождается прецессией его главной оси. Эта прецессия регистрируется датчиком угла 1ДУ, сигнал с которого затем усиливается предварительным усилителем в КВ-1 и через преобразователь ПК поступает на основной усилитель стабилизации 1УС. Усилитель 1УС включает в рабо­ту двигатель разгрузки РД1, который развивает момент, встречный возмущающему. При равенстве этих моментов прецессия гироскопа 1Г прекраща­ется и далее его ротор остается повернутым на некоторый угол. После исчезновения внешнего возмущающего момента момент разгрузочного двигателя РД1 вызовет обратную прецессию гироскопа 1Г, которая будет продолжаться до извращения ротора 1Г в исходное положение. Рассмотренные процессы достаточно быстрые, поэтому роторы гироскопов поворачиваются лишь на незначительные углы (доли и единицы градуса).

3.3.3. Система управления платформой

Система управления платформой, как и предыдущая система, трехканальная и обеспечивает ориентацию платформы по осям ε, η, ζ

Управление платформой в азимуте в режиме ИК и РК производится одинаково. Исполнительный элемент азимутального управления - гироскоп 3Г (в других каналах соответственно 1Г и 2Г). При появлении напряжения в датчике момента 3ДМ этого гироскопа, последний прецессирует в азимуте вместе с гироплатформой. В обоих рабочих режимах на ЗДМ постоянно подается от усилителя ЗУДМ сигнал, пропорциональный сумме вертикальной составляющей суточного вращения Земли (от ПНД) и собственного азиму­тального дрейфа платформы ω ζ др (от ЗБИ). Таким образом, платформа в те­чение всего полета как бы "следит" за направлением на географический север. Следует подчеркнуть, что вход интегратора вертикального канала ЗБИ в рабочих режимах отключен и поэтому на его выходе постоянно име­ется один и тот же сигнал ω ζ др собственного азимутального дрейфа (см. режим ТВ). То есть система ИКВ не определяет вертикальную составляющую скорости. Акселерометр вертикального канала 3А используется во всех режимах только для оценки вертикальной перегрузки (по значению верти­кального ускорения, измеряемого А).

Управление платформой в горизонтальных каналах определяет вид ос­новного режима работы ИКВ - ИК или РК. Для ИK на усилители УДМ гори­зонтального канала подаются сигналы от интеграторов БИ, пропорциональ­ные составляющим путевой скорости ω_х (ω Ε₁) и ω_у (ω T₁) На усилитель 1 УДМ дополнительно поступает сигнал для компенсации кажущегося ухода платформы в горизонте из-за вращения Земли (восточная горизонтальная составляющая равна нулю). Датчики моментов 1ДМ и 2ДМ прикладывают к своим гироскопам моменты, вызывающие прецессию платформы к плоскости местного горизонта с угловыми скоростями:

Здесь следует заметить, что на выходах интеграторов 1БИ и 2БИ по­мимо значений путевой скорости постоянно присутствуют сигналы дрейфов и , запомненные в ИКВ при 15-минутной выставке. Эти сигналы, по­падая, в конечном счете, на 1ДМ и 2ДМ, компенсируют моменты от собствен­ных горизонтальных дрейфов платформы.

То есть сигналы дрейфа и на датчиках 1ДМ и 2ДМ вызывают не прецессию платформы, а лишь компенсируют моменты собственных горизонтальных дрейфов (в азимутальном канале компенсация при управлении платформой аналогична). Одновременно с формированием сигналов коррек­ции 1БИ и 2БИ выдают сигналы Wε и Wη. При включении режима РК перебрасываются контакты К1 и К2 и усилители 1УДМ и 2УДМ отключаются от ин­теграторов 1БИ и 2БИ. Вместо сигналов от БИ на 1 УДМ и 2УДМ подаются соответственно усиленные сигналы акселерометров lА и 2А. В данном случае акселерометры выполняют роль датчиков горизонтального положения платформы и поэтому, естественно, РК можно включать только в прямоли­нейном равномерном полете. Выдача потребителям сигналов Wε и Wη при переходе к РК прекращается, что, однако, практически не вызывает нарушений в работе навигационного комплекса. Последнее объясняется тем, что из-за очень низкой точности измерения составляющих скорости, система ИКВ как датчик скорости в составе комплекса используется только в крайнем аварийном состоянии комплекса – отказе (по степени важности) РСБН, СВС и ДИСС. Таким образом, основное назначение ИКВ на самолете – работа в качестве точной курсовертикали.

Поиск по сайту: