Оборудование летательных аппаратов
дромический курс. Если в ГПК
применяется кинематическая азимутальная широтная коррекция, то произвольное
положение его главной оси в пространстве (плоскости горизонта)
предварительно согласуется с направлением на север, а затем компенсируется
его уход в азимуте из-за (зв.
Таким образом, если скомпенсировать азимутальный уход ГПК из-за (зв,
то его ориентация относительно ортодромии будет неизменной. Следовательно,
если с помощью такого гирополукомпаса выдерживать постоянный
ортодромический курс, равный начальному путевому углу ортодромии, то ЛА
будет перемещаться по заданной ортодромии.
2.3. Собственный уход ГПК.
Собственный уход ГПК, как и любого гироскопа, обусловлен действием
вредных моментов. Для авиационных гироприборов такими моментами являются
моменты сил сухого трения Мтр в подшипниках (опорах) и в контактных
токоподводах, а также моменты небаланса Мнб и моменты, создаваемые упругими
токоподводами (последние применяются в случае ограниченного угла поворота
элементов гироскопа).
Действие указанных моментов относительно оси наружной рамы приводит к
уходу гироскопа вокруг оси внутренней рамы и погрешности в измерении курса
не вызывает. Этот уход компенсируется системами межрамочной и маятниковой
коррекции. Действие же вредных моментов Мхтр, Мхнб (рис. 5) относительно
оси внутренней рамы приводит к уходу ГПК вокруг оси наружной рамы с угловой
скоростью
((=(Мхтр+Мхнб)/(Нґcos(), что вызывает погрешность в измерении курса.
Действие момента Мхтр очевидно из рис. 5.а. Момент небаланса Мхнб (рис.
14.16.б) возникает при смещении центра масс (ЦМ) гиромотора относительно
центра подвеса О на величину l вследствие остаточной несбалансированности
гироскопа в процессе производства, а также за счет люфтов и деформаций,
появившихся в результате эксплуатации.
Если ЛА, на котором установлен ГПК, неподвижен или летит
горизонтально, то к ЦМ будет приложена сила
F=mґg (m - масса гиромотора, g - ускорение силы тяжести).
Если ЛА летит с ускорением V(, вектор которого направлен по оси
наружной рамы, то в этом случае сила F=mґV(.
Сила F и создает момент Мхнб = Fґl. Как уже указывалось, для
уменьшения вредных моментов применяются прецизионные подшипники и
производится тщательная балансировка гироскопа.
Однако эти меры оказываются недостаточными. Поэтому для уменьшения
моментов сил сухого трения применяется система "прокачки" подшипников и
токоподводов, а для уменьшения влияния моментов небаланса используется
электрическая "балансировка". В чем сущность работы системы "прокачки" и
электрической балансировки мы рассмотрим в следующих занятиях данной темы.
2.4. Карданная погрешность ГПК.
Карданная погрешность ГПК в измерении курса возникает при наклонах ЛА
по тангажу и крену. Она обусловлена поворотом наружной рамы (вместе со
шкалой) вокруг ее оси за счет кинематики карданова подвеса. Этот поворот
происходит при отклонениях наружной рамы от вертикального положения
относительно оси, не совпадающей с главной осью или с осью внутренней рамы
ГПК.
Действительно, если продольная ось ЛА (рис. 6а) совпадает с главной
осью ГПК (примем это положение за нулевой курс), то:
при наклонах ЛА по тангажу вместе с ним повернется наружная рама вокруг оси
Х внутренней рамы, поворота же НР вокруг ее оси не будет;
при наклонах ЛА по крену вместе с ним повернутся наружная рама и внутренняя
рама (кожух гиромотора) вокруг главной оси Z гироскопа, при этом поворота
НР вокруг оси ( также не будет.
Таким образом, в рассматриваемом случае карданная погрешность ГПК не
возникает. Она не возникает и тогда, когда продольная ось ЛА совпадает с
осью Х внутренней рамы, в чем легко убедиться, проведя аналогичные
вышеприведенным рассуждения.
Пусть теперь ЛА летит с каким-то курсом (, при котором его продольная
ось не совпадает ни с главной осью, ни с осью внутренней рамы ГПК, и пусть
при этом ЛА поворачивается по тангажу. Очевидно, что этот поворот будет
происходить вокруг оси АА, перпендикулярной к продольной оси ЛА и не
совпадающей с осями Х и Z ГПК.
Конструктивно углы между главной осью Z и осью Х внутренней рамы , а
также между осью Х и осью ( наружной рамы прямые. То есть у ГПК может
меняться только угол межу осями Z и (, причем направление оси Z в
инерциальном пространстве остается неизменным. Поэтому ГПК можно
представить в виде модели, изображенной на рис. 6б, где ось Z как бы
"привязана" к какой-то звезде, олицетворяющей собой инерциальное
пространство.
При повороте ЛА вокруг оси АА ось ( отклонится от вертикали. При этом ось Х
повернется как вокруг неподвижной оси Z, так и вместе с осью ( и
закрепленной на ней шкалой, вокруг оси ( по направлению стрелки на величину
((. В результате индекс, нанесенный на корпусе прибора, окажется на отметке
шкалы ('=(-((.
Величина ((=(-(' и есть карданная погрешность в измерении курса при
наличии угла тангажа или крена.
Найдем выражение для (( в случае поворота ЛА по тангажу. Пусть в
исходном положении (рис. 7а, б) продольная ось ЛА расположена в плоскости
горизонта, совпадает с линией ОВ и параллельна главной оси гироскопа.
Пусть, далее, ЛА повернулся в горизонтальной плоскости на угол (, равный
углу ВОА, а в вертикальной плоскости - на угол (, равный углу АОС, так что
в конечном положении его продольная ось расположена в наклонной плоскости и
совпадает с линией ОС. Из треугольника АОВ, в котором угол ОАВ прямой,
следует, что АВ=АОґtg(.
Из треугольника АОС, в котором угол ОАС прямой, следует, что
АО=ОСґcos(. Из треугольника OCD, в котором угол OCD прямой и в котором
CD=AB (по построению), следует, что
tg('=CD/OC=AB/OC=AOґtg(/OC=tg(ґcos(. Таким образом, карданная
погрешность равна
((=(-arctg(tg((ґcos(). График карданной погрешности приведен на
рис.14.18.в, из которого видно, что она является периодической функцией
угла ( с периодом, равным 180°.
Если при курсе 0°, 90°, 180° и 270° поперечная ось ЛА совпадает с
осью внутренней рамы или с главной осью гироскопа, то карданная ошибка в
этих случаях равна нулю.
При возвращении ЛА к горизонтальному полету карданная погрешность,
которая может иметь значительную величину, исчезает.
Как было сказано выше, карданная погрешность возникает при наклонах
ЛА не только по тангажу, но и по крену.
Для устранения карданной погрешности ГПК устанавливается в одну (на
тяжелых ЛА) или две (на истребителях) дополнительные рамы.
3. Тормозное устройство ГПК.
Гирополукомпас имеет тормозное устройство, необходимость которого
заключена в следующем.
Если система горизонтальной маятниковой коррекции отключена (при
вираже самолета) или в случае снятия питания с прибора, наличие момента М(
относительно оси наружной рамы (это может быть момент трения, небаланса и
т.п.) приводит к прецессии гироскопа вокруг оси внутренней рамы, в
результате чего гиромотор ляжет на упор (рис. 8а). При этом гироскоп
потеряет одну степень свободы и под действием момента М( станет, как
обычное твердое тело, ускоренно вращаться вокруг оси наружной рамы с
увеличивающейся угловой скоростью (( (при постоянном значении момента М().
Наличие этой угловой скорости приводит к появлению гироскопического момента
Мг=Нґ((ґcos(, который по мере увеличения (( все сильнее прижимает гиромотор
к наружной раме (упору), оказывая разрушающее действие на подшипники, в
которых она установлена.
Чтобы этого избежать, с двух сторон к гиромотору (рис.8б) крепятся
уголки, один из которых в описанной ситуации упирается в корпус прибора
(через толкатель с возвратной пружиной) и, тем самым, тормозит за счет сил
трения вращение гироскопа вокруг оси наружной рамы.
Достоинством ГПК является его способность сохранять неизменным
положение своей главной оси при эволюциях ЛА. Это позволяет использовать
ГПК в качестве хранителя опорного направления, от которого измеряется курс
самолета.
Недостатками ГПК являются:
отсутствие избирательности к заданному опорному направлению - ГПК сначала
нужно выставить по этому направлению или "привязать" к нему;
кажущийся и собственный уход, а также карданная погрешность.
| |  скачать работу |
Оборудование летательных аппаратов |
