МДК 01.04 Приборное оборудование воздушных судов (стр. 17 )

Погрешности в гировертикалях бывают: статические (от небаланса гироскопа, вращения Земли и т. п.), виражные, трения и погрешности от продольных ускорений самолета (в приборах АГД-1 имеется отключение коррекции при продольных ускорениях).

При подготовках к полету у гировертикалей типа ЦГВ проверяются внешний вид и работоспособность в комплекте с совместно работающими с ней блоками и приборами.

При периодических видах обслуживания у гировертикалей проверяются время готовности, работоспособность арретирующего устройства, наличие сигналов с потенциометров, надежность контактирования (при потенциометрических выходах крена и тангажа), время прихода оси гироскопа к вертикали из завалов на 5°, а также потребляемый переменный ток в фазах.

3.11 Датчики и указатели угловых скоростей ЛА

Для получения сигналов угловых скоростей вращения летательного аппарата используются скоростные гироскопы, которые имеют только две степени свободы (относительно корпуса прибора). Причем степень свободы вращения рамки относительно ее оси ограничивается пружиной.

При различных углах крена у одной и той же угловой скорости разворота будут соответствовать различные углы  отклонения оси рамки гироскопа.

Если с осью рамки скоростного гироскопа сочленить стрелку, то получается прибор, указывающий угловую скорость разворота — указатель поворота (ЭУП-53).

Вместо стрелки на оси рамки можно закрепить щетку потенциометра. В этом случае скоростные гироскопы используются так, как датчики угловых скоростей (ДУС, ДУСМ) в различных автоматических системах управления летательных аппаратов.

Демпфирование колебаний стрелки указателя поворота осуществляется с помощью пневматического демпфера.

У датчиков угловых скоростей, работающих в основном в комплекте демпферов колебаний, автопилотов и систем автоматического управления, при периодических видах обслуживания проверяются потребляемый переменный ток в фазах, сигналы при отсутствии угловой скорости и выходные напряжения при угловых скоростях.

3.12 Гирополукомпасы (ГПК)

В отличие от авиагоризонтов у гирополукомпасов ось собственного вращения гироскопа расположена в горизонтальной плоскости. Гироскоп гирополукомпаса не корректируется в горизонтальной плоскости. Поэтому при измерении курса возникают погрешности, обусловленные вращением Земли и перемещением летательного аппарата относительно Земли.

Для уменьшения погрешностей в показаниях курса производится коррекция кажущегося ухода гирополукомпаса и коррекция горизонтального положения оси ротора гироскопа. Гирополукомпасам свойственна карданная погрешность, представляющая собой разность между углом курса, измеряемым в горизонтальной плоскости, и показаниями гирополукомпаса при наклоне (по крену или тангажу) оси наружной рамки от вертикального положения. Наиболее распространенным в настоящее время является гирополукомпас ГПК-52.

В варианте ГПК-52Ю гирополукомпас может применяться в южном полушарии. В варианте ГПК-52АП гирополукомпас используется датчиком курса в автопилотах типа АП-6Е.

Гирополукомпасы обладают рядом методических и инструментальных погрешностей. К методическим относятся карданная, и виражная погрешности.

Карданная погрешность гирополукомасов возникает при появлении углов крена и тангажа летательного аппарата, когда ось внешней рамки отклоняется от вертикального положения. Причиной этой погрешности служат геометрические особенности конструкции карданного подвеса. Величина карданной погрешности определяется зависимостью

, (6)

где — угол крена (тангажа) летательного аппарата;

—угол между осью ротора гироскопа и продольной осью летательного аппарата.

Виражная погрешность в гирополукомпасах появляется при виражах и возникает в связи с работой коррекционного устройства, обеспечивающего перпендикулярность положения ротора гироскопа к плоскости внешней рамки гироузла. В отличие от карданной погрешности виражная погрешность непрерывно накапливается в процессе выполнения виража и не исчезает после его окончания. Для уменьшения виражных погрешностей часто выключают горизонтальную коррекцию гироскопа ГПК при виражах.

В процессе подготовки к вылету пилот (штурман) должен установить ручку широтного потенциометра на пульте управления ГПК на значение географической широты места. Не более чем за 2—3 мин до выруливания на старт включается питание ГПК.

Особенности эксплуатации гирополукомпаса в полете. В момент пролета исходного пункта маршрута шкалу ГПК задатчиком курса на пульте управления ПУ ГПК-52 следует установить на заданный курс или для удобства выдерживания курса — на нулевое деление (летательный аппарат при этом должен иметь заданный курс). При выдерживании курса по ГПК полет будет происходить по ортодромии.

Вместе с тем следует помнить, что с течением времени полета будет накапливаться разница между показанием гирополукомпаса и магнитным (истинным) курсом летательного аппарата. Объясняется это тем, что при полете по ортодромии магнитный курс будет непрерывно изменяться и тем более, чем на большей широте осуществляется полет. Так, при полете по всей окружности ортодромии курс изменится на 360°.

Одним из простейших ГПК является авиационный гироуказатель курса (рис.5)

Рис. 5. Авиационный гироуказатель курса с воздушным приводом:

1 – основание; 2 – зубчатое колесо синхронизатора; 3 – ручка арретира; 4 – арретир; 5 – шкала азимута; 6 – воздушное сопло; 7 – наружная рамка; 8 – ротор; 9 – корпус; 10 – полуось наружной рамки с фиксаторной гайкой; 11 – внутренняя рамка.

С течением времени в показаниях ГПК накапливается также погрешность в результате уходов гироскопа по причинам несбалансированности, неточной установки широтного потенциометра и др. Поэтому при полете по ортодромии показания ГПК корректируются в заранее намеченных пунктах по магнитному, астрономическому или радиокомпасу. Кроме того, необходимо, учитывать, что при выполнении виражей гирополукомпасу свойственны карданная и виражная погрешности.

3.13 Погрешности гироскопических приборов

С методической точки зрения погрешности трехстепенных гироскопов, используемых в системах ориентации, можно разделить на геометрические, скоростные, кинематические и инструментальные.

1.  Геометрические (карданные) погрешности.

Определение положения летательного аппарата относительно оси ротора, производится посредством намерения углов поворота a и b. Направление осей, вокруг которых отсчитываются углы a и b, в общем случае не совпадает с направлением осей отсчета углов, определяющих угловое положение летательного аппарата относительно опорной (базовой) системы координат. Это несовпадение осей является причиной появления карданных погрешностей.

2.  Скоростные кинематические пог­решности.

Скоростные погрешности возникают вслед­ствие движения опорной системы координат в инерциальном пространстве. Например, если в качестве опорной системы координат выбран географический трехгранник в точке старта летательного аппарата, то скоростные по­грешности определяются угловой скоростью вращения Земли. Для некорректируемых гироскопов скоростные погрешности находятся из кинематических соотношений при необходимости и могут быть учтены в бортовом вы­числительном устройстве.

3.  Кинематические погрешности.

Кинемати­ческие погрешности возникают вследствие конического движения измерительных осей гироскопа в инерциальном пространстве. Такое коническое движение имеет место в результате действия инерционных моментов от рамок карданова подвеса или моментов сухого трения, которые возникают вследствие угловых колебаний ле­тательного аппарата, динамической несбалансированно­сти ротора гироскопа или угловых вибраций основа­ния.

4.  Инструментальные погрешности.

Вслед­ствие несовершенства элементов прибора на гироскоп действуют возмущающие моменты трения, моменты от статической несбалансированности, неравножесткости конструкции и т. п. Под действием этих моментов ось ротора прецессирует в инерциальном пространстве, отклоняясь от заданного направления, что приводит к по­явлению инструментальных погрешностей при определе­нии углового положения летательного аппарата. К инст­рументальным погрешностям относятся также погреш­ности начальной выставки, погрешности датчиков угла и т. п.

3.14 Радиокомпас

Курсовым углом радиостанции (КУР) называется угол, заключенный между продольной осью самолета и действительным направлением на радиостанцию. КУР отсчитывается от продольной оси самолета по ходу часовой стрелки до направления на радиостанцию от 0 до 360° (рис. 6).

Отсчетом радиокомпаса (ОРК) называется угол, заключенный между продольной осью самолета и измеренным направлением на радиостанцию. ОРК отсчитывается от продольной оси самолета до измеренного направления на радиостанцию от 0 до 360°.

Радиодевиация ∆р - это угол, заключенный между измеренным и действительным направлениями на радиостанцию. Радиодевиация отсчитывается от измеренного к действительному направлению на радиостанцию вправо со знаком плюс (+), а влево со знаком минус (-). В современных радиокомпасах обеспечивается компенсация радиодевиации, и поэтому исправлений измеренной величины отсчета радиокомпаса производить не требуется.

Пеленгом радиостанции (ПР) называется угол между меридианом начала отсчета курса и направлением от самолета на радиостанцию. ПР отсчитывается от северного направления меридиана по ходу часовой стрелки до направления на радиостанцию от 0 до 360°.

В зависимости от начала отсчета курса самолета пеленги радиостанции могут быть истинными ИПР и магнитными МПР.

Пеленги радиостанции рассчитываются по формулам :

МПР = МК + КУР;

ИПР=ИК+КУР; (7)

ИПР = КК + ∆ К + ∆ М + КУР.