Приборы и комплексы для измерения курса, углов крена и тангажа

Размещено на http://www.allbest.ru/

ПРИБОРЫ И КОМПЛЕКСЫ ДЛЯ ИЗМЕРЕНИЯ КУРСА, УГЛОВ КРЕНА И ТАНГАЖА

Системы координат

Положение самолета в пространстве может быть определено по отношению к различным системам координат. При рассмотрении динамики движения самолета обычно пользуются следующими системами координат: земной, связанной и скоростной.

1. Нормальная земная система координат (рис. 1). Начало находится на поверхности земли: в определенной точке взлетно-посадочной полосы, в точке расположения ориентира, в центре наземной силы и т.д. Оси и расположены в горизонтальной плоскости, а ось направлена вверх (вдоль местной вертикали). Ориентация осей и зависит от решаемой задачи и полагается неизменной (вращение Земли пренебрегается).

2. Нормальная система координат (рис. 1). Начало находится в центре масс ЛА, оси и расположены в горизонтальной плоскости, а ось направлена вверх. Оси нормальной и нормальной земной систем координат параллельны. Относительное положение этих систем координат определяется вектором между их началами.

Рис.1. Нормальная земная и нормальная системы координат

3. Связанная система координат (рис. 2). Начало находится в центре масс ЛА. Ось лежит в плоскости симметрии ЛА, направлена вдоль ЛА вперед и называется продольной осью. Ось лежит в плоскости симметрии самолета, направлена вверх (при нормальном полете) и называется нормальной осью. Ось направлена вправо по ходу самолета и называется поперечной осью. Связанная система координат жестко фиксирована по отношению к самолету и её положение относительно нормальной системы определяет пространственное угловое положение самолета. Оно характеризуется эйлеровыми углами рыскания, тангажа и крена.

Рис. 2. Нормальная и связанная системы координат

Угол , образуемый при повороте ЛА вокруг продольной оси относительно положения, при котором поперечная ось горизонтальна, называется углом крена; угол , образуемый проекцией продольной оси на горизонтальную плоскость и заданным направлением называется углом рыскания; угол , образуемый продольной осью ЛА с горизонтальной плоскостью, называется углом тангажа. Связанная система координат используется при анализе углового движения самолета.

4. Скоростная система координат (рис. 5.3). Начало находится в центре масс ЛА. Ось направлена вдоль вектора скорости ЛА относительно воздушной среды и называется скоростной осью. Ось лежит в плоскости симметрии, направлена вверх (при нормальном полете) и называется осью подъемной силы. Ось направлена вправо и называется боковой осью. Эта система используется для определения аэродинамических сил, действующих на самолет.

Положение вектора воздушной скорости относительно связанной системы характеризуется углом атаки , т.е. углом между проекцией указанного вектора на плоскость симметрии и продольной осью, и углом скольжения между вектором воздушной скорости и плоскостью симметрии.

Рис.3. Связанная и скоростная системы координат

Средства для определения положения ЛА относительно плоскости горизонта

Положение ЛА относительно плоскости горизонта определяется углами крена и тангажа. Для измерения углов крена и тангажа на самолетах используются устройства, называемые гировертикалями, основным элементом которых является гироскоп.

Гироскоп

Классическим гироскопом принято называть симметричное относительно оси вращения быстровращающееся тело, ось которого имеет возможность изменять свое положение в пространстве.

У гироскопов, применяемых в технике, свободный поворот оси гироскопа можно обеспечить, закрепив сё в рамках (кольцах) 1, 2 так называемого карданового подвеса (рис. 4), позволяющего оси занять любое положение в пространстве. Такой гироскоп имеет 3 степени свободы: он может совершать 3 независимых поворота вокруг осей , и , пересекающихся в центре подвеса , который остаётся по отношению к основанию 3 неподвижным. Если центр тяжести гироскопа совпадает с центром , то он называется астатическим (уравновешенным), в противном случае - тяжёлым.

Рис. 4. Гироскоп в кардановом подвесе: ротор С, кроме вращения вокруг своей оси АВ, может вместе с рамкой 1 поворачиваться вокруг оси DE и вместе с рамкой 2 - вокруг оси GK; следовательно, ось ротора может занять любое положение в пространстве. О - центр подвеса, совпадающий с центром тяжести гироскопа.

Первое свойство уравновешенного гироскопа с тремя степенями свободы состоит в том, что его ось стремится устойчиво сохранять в мировом пространстве приданное ей первоначальное направление.

Второе свойство гироскопа обнаруживается, когда на его ось (или рамку) начинают действовать сила или пара сил, стремящиеся привести ось в движение (т.е. создающие вращающий момент относительно центра подвеса). Под действием силы (рис. 5) конец оси гироскопа будет отклонять не в сторону действия силы, как это было бы при невращающемся роторе, а в направлении, перпендикулярном к этой силе; в результате гироскоп вместе с рамкой 1 начнёт вращаться вокруг оси , притом не ускоренно, а с постоянной угловой скоростью. Это вращение называется прецессией; оно происходит тем медленнее, чем быстрее вращается вокруг своей оси сам гироскоп. Если в какой-то момент времени действие силы прекратится, то одновременно прекратится прецессия и ось мгновенно остановится, т.е. прецессионное движение гироскопа безынерционно.

Рис. 5. Действие силы Р на гироскоп с вращающимся ротором; ось АВ движется перпендикулярно направлению Р.

Величина угловой скорости прецессии определяется по формуле:

, ,(1)

где - момент силы центра , , - угловая скорость собственного вращения гироскопа вокруг оси , - момент инерции гироскопа относительно той же оси, - расстояние от точки приложения силы до центра подвеса гироскопа; второе равенство имеет место, когда сила параллельна оси . Из формулы (1) непосредственно видно, что прецессия происходит тем медленнее, чем больше , точнее, чем больше величина , называемая собственным кинетическим моментом гироскопа.

Наряду с прецессией ось гироскопа при действии на неё силы может ещё совершать так называемую нутацию - небольшие, но быстрые (обычно незаметные на глаз) колебания оси около её среднего направления. Размахи этих колебаний у быстро вращающегося гироскопа очень малы и из-за неизбежного наличия сопротивлений быстро затухают. Это позволяет при решении большинства технических задач пренебречь нутацией.

Авиагоризонт

Гировертикаль, имеющая визуальную индикацию углов крена и тангажа, называется авиагоризонтом. Основным элементом авиагоризонта является гироскоп с тремя степенями свободы. Поскольку гироскоп сохраняет положение оси собственного вращения в инерциальном пространстве, в авиагоризонтах ось гироскопа приводится в вертикальное положение по отношению к Земле с помощью физического маятника, который используется для этой цели в то время, когда ЛА не имеет ускорений. В противном случае физический маятник показывает не истинную вертикаль, а направление, образованное равнодействующей от силы тяжести и инерционной силы.

Одним из наиболее распространенных в гражданской авиации авиагоризонтов является АГБ-3 (рис. 6). Собственная ось вращения гироскопа приводится в вертикальное положение системой маятниковой коррекции, в которую входят два однокоординатных электролитических маятника 20 и 21, управляющих коррекционными двигателями (датчиками моментов) 7 и 9. В цепи поперечной коррекции имеется контакт 16, который разрывает цепь при совершении самолетом разворотов, уменьшая виражную погрешность.

Рис. 6. Принципиальная схема авиагоризонта АГБ-3: 1 - двигатель; 2 - флажок; 3 - шкала тангажа; 4 - силуэт самолета; 5, 6 - трибки; 7, 9 - датчики момента; 8 - внешняя рама; 10, 11 - упоры; 12 - внутренняя рама; 13 - ротор гироскопа; 14, 15 - сельсины-датчики; 16 - контакт выключателя коррекции; 17 - усилитель; 18 - двигатель-генератор; 19 - сельсин-приемник; 20, 21 - однокоординатные электролитические маятники

Индикация по крену осуществляется с помощью силуэта самолета 4, механически связанного с внешней осью карданового подвеса гироскопа через трибки 5 и 6, а по тангажу с помощью шкалы 3, перемещающейся следящей системой, где датчиком угла является сельсин 15, установленный на оси тангажа. Упоры 10 и 11 необходимы для предотвращения совмещения главной оси гироскопа с внешней осью карданового подвеса при углах тангажа, близких к 90°.

Время готовности прибора к работе в авиагоризонте сокращают с помощью механического арретира (на рис. 6 он не показан). Арретир приводит оси прибора в определенное положение относительно осей самолета. Если самолет находится в горизонтальном положении, то собственная ось вращения гироскопа устанавливается в вертикальное положение. АГБ-3 имеет встроенную систему сигнализации отказа в цепи электрического питания прибора. Двигатель 1 выбрасывает в видимую часть прибора флажок 2, если обесточивается хотя бы одна из фаз напряжения 36 В переменного тока 400 Гц или 27 В постоянного тока.

Точность определения углов крена и тангажа ±1°, рабочие углы крена 360°, тангажа ±80°.

Малогабаритная гировертикаль (МГВ)

Она используется на ЛА в качестве датчика крена и тангажа. В гировертикали используется принцип силовой гироскопической стабилизации, заключающийся в том, что вредные моменты по осям карданового подвеса платформы, стабилизируемой по отношению к Земле, компенсируются специальными разгрузочными двигателями, расположенными по этим осям. Разгрузочными двигателями управляют гироскопы, установленные на стабилизированной платформе.

В МГВ (рис. 7) имеются два гироскопа с роторами 4 и 12, оси прецессии которых и перпендикулярны друг другу. В рабочем положении ось параллельна оси внутренней рамы карданового подвеса и поперечной оси самолета, а ось параллельна оси внешней рамы карданового подвеса и продольной оси самолета.

Рис. 7. Упрощенная кинематическая схема МГВ

Гиродвигатели вращаются в противоположные стороны, что приводит к компенсации их реактивных моментов при разгоне. Гироскопы установлены на платформе 5, являющейся внутренней рамой карданового подвеса, которая заключена во внешней раме 7. Ось рамы 7 закреплена в подшипниках корпуса и параллельна продольной оси самолета. Вместе с осями кардановой рамы гироскопы 4 и 12 являются трехстепенными.

Приведение оси платформы в вертикальное положение осуществляется системой маятниковой коррекции, причем сначала с помощью грубых механических маятников, а потом с помощью двух электролитических маятников 9. Начальная выставка осуществляется как при помощи гироскопических моментов, возникающих при действии двигателей 6 и 11, так и при помощи стабилизирующих двигателей 1 и 10, управляемых датчиками угла 3 и 13.

При возникновении внешних моментов по осям карданового подвеса, например, по оси , у гироскопа 4 возникает прецессия, и сигнал с датчика угла 3 поступает на стабилизирующий двигатель 1, который уравновешивает внешний момент по оси . При этом ось платформы остается в прежнем положении, а главная ось гироскопа 4 изменит свое положение. Аналогичным образом работает компенсация внешних моментов по оси внутренней рамы карданового подвеса, в процессе стабилизации участвуют гироскоп , датчик угла 13 и стабилизирующий двигатель 10. Таким образом, осуществляется двухосная силовая гироскопическая стабилизация платформы в вертикальном положении по осям и карданового подвеса.

При отклонении самолета от плоскости горизонта электрические сигналы, пропорциональные этому отклонению, по крену снимаются с датчика угла 8, а по тангажу с датчика угла 2.

Погрешность в выдерживании вертикали с включенной коррекцией на неподвижном основании составляет ±5ґ, на подвижном ±15ґ.

Датчик угловых скоростей (ДУС)

Для контроля совершения координированных разворотов на самолете используется комбинированный электрический указатель поворота типа ЭУП. Он включает в себя датчик скольжения и указатель поворота, построенного на гироскопе с двумя степенями свободы.

Гироскоп с двумя степенями свободы имеет только две оси: ось собственного вращения и ось прецессии, перпендикулярную ей. При повороте гироскопа вокруг оси, перпендикулярной этим двум осям, с угловой скоростью возникает гироскопический момент , стремящийся совместить ось собственного вращения с осью вынужденного вращения по кратчайшему расстоянию. Если этому гироскопическому моменту противодействует момент сопротивления (например, момент пружины ), то такое устройство может быть использовано для измерения угловой скорости. Здесь - угол поворота оси прецессии, - удельная жесткость пружины.

После окончания переходного процесса угол поворота гироскопа вокруг оси прецессии пропорционален угловой скорости

.(2)

Рис. 8. Кинематическая схема датчика угловой скорости

В герметичном корпусе 3 ДУСа (рис. 7) расположена внутренняя рама 2 двухстепенного гироскопа, выполненная в виде герметичного сосуда. Ось - ось прецессии, - ось собственного вращения ротора 1, ось - ось измерения угловой скорости. Внутренняя рама представляет собой поплавок, плавающий в жидкости, находящейся между рамой 2 и корпусом 3. Это позволяет существенно разгрузить ось прецессии от моментов трения и повысить чувствительность прибора. Противодействующие пружины 4 служат для уравновешивания гироскопического момента, а потенциометр 5 - для выдачи электрического сигнала, пропорционального измеряемой скорости. Угол поворота оси прецессии ограничен пятью градусами. Минимальная угловая скорость, на которую может реагировать прибор

,(3)

где - момент трения по оси прецессии.

Датчик угловой скорости используется в САУ для формирования закона управления стабилизации самолета относительно центра тяжести.

Приборы и комплексы для измерения курса

Курсом называется угол между северным направлением меридиана и продольной осью самолета, отсчитанной в горизонтальной плоскости. В зависимости от выбранного меридиана различают истинный, магнитный, компасный и ортодромический курсы.

летательный датчик скорость авиагоризонт

Магнитные датчики курса

К магнитным датчикам курса относятся компас и индукционный датчик (ИД). Принцип действия этих приборов основан на использовании магнитного поля Земли. Индукционные датчики курса предназначены для измерения магнитного курса. Основой магнитного датчика является так называемый магнитный зонд (рис. 9,а), который представляет собой два пермаллоевых стержня, параллельных друг другу и лежащих в горизонтальной плоскости. Каждый из сердечников охвачен первичной обмоткой, питающейся переменным напряжением . Обмотки намотаны таким образом, что магнитные потоки , в первом и втором стержнях в каждый момент времени равны по величине и обратны по направлению. Следовательно, в каждый момент времени суммарный магнитный поток от двух первичных обмоток равен нулю, и он не может индицировать ЭДС во вторичной обмотке.

Рис. 9. Электрические схемы: а - магнитного зонда; б - индукционного датчика

Магнитный поток горизонтальной составляющей магнитного поля Земли может проникать в сердечники только тогда, когда потоки , малы и существует магнитная проницаемость сердечников. Таким образом, дважды за период изменения напряжения магнитный поток изменяет свое значение от нуля до максимума. Следовательно, поток трансформируется из постоянного в пульсирующий.

Пульсирующий магнитный поток горизонтальной составляющей магнитного поля Земли индицирует во вторичной обмотке, охватывающей оба стержня, напряжение

, (4)

где - число витков во вторичной обмотке; - магнитный курс, который меняется с двойной частотой по отношению к переменному напряжению .

Так как величина зависит еще и от географической широты места, для измерения магнитного курса с помощью индукционного датчика используется схема, приведенная на рис. 5.9,б. В ней имеются три магнитных зонда, оси измерения которых расположены под углом 60°. Вторичные обмотки соединены в треугольник и питают статор сельсина . Расшифровывающая следящая система, куда входят сельсин , усилитель и двигатель , разворачивает ротор сельсина в положение, при котором с ротора снимается нулевой сигнал. Таким образом, угол разворота ротора сельсина характеризует магнитный курс.

Для уменьшения влияния вертикальной составляющей магнитного поля Земли при кренах самолета магнитные зонды помещают на платформу, установленную в карданов подвес и имеющую некоторую маятниковость, а для предотвращения колебаний платформы вся система находится в демпфирующей жидкости.

Влияние магнитных полей самолета компенсируется специальным девиационным прибором, установленном на датчике, и лекальным механизмом, имеющимся в схеме расшифровывающейся следящей системы.

Описанное выше устройство называется магнитным индукционным датчиком и имеет точность определения магнитного курса ±1,5°.

Гироскопический датчик ортодромического курса

Широкое распространение в авиации получили гирополукомпасы (ГПК), которые не обладают способностью отыскивать какое-либо направление на Земле, а могут только его запоминать. Гирополукомпасы измеряют ортодромический курс, т.е. отклонение самолета от ортодромии.

Корректируемый гироскоп гирополукомпаса, если на нем выставить ортодромический курс относительно меридиана исходного пункта маршрута, «запоминает» и в течение всего полета сохраняет направление этого меридиана. Но это может быть достигнуто лишь при помощи коррекции гироскопа, учитывающей суточное вращение Земли вокруг своей оси, а именно вертикальную составляющую этой скорости , где - угловая скорость вращения Земли, - географическая широта места.

Очевидно также, что для горизонтального положения оси курсового гироскопа и ее слежения за плоскостью ортодромии необходима еще система горизонтальной коррекции.

Внешняя ось карданового подвеса гироскопа ГПК-52АП (рис.10) устанавливается на самолете вертикально. Главная ось ротора 3 гироскопа удерживается в плоскости горизонта с помощью горизонтальной системы коррекции, куда входят однокоординатный электролитический маятник 12 и коррекционный двигатель 1. При отклонении оси гироскопа от плоскости горизонта с маятника 12 снимается сигнал, управляющий моментом двигателя 1, под действием которого ось гироскопа возвращается в плоскость горизонта. При виражах самолета контакт 13 размыкается выключателем коррекции, так как электролитический маятник при ускорениях работает с ошибками. Азимутальная коррекция осуществляется с помощью системы, содержащей двигатель 11, ротор которого жестко связан с внутренней осью карданового подвеса, а статор закреплен на наружной раме, и двух потенциометров 9 и 10. Потенциометр 9 называется широтным. С него снимается сигнал, пропорциональный , который управляет моментом двигателя 11, заставляющего гироскоп прецессировать по оси внешней со скоростью . Потенциометр 10 служит для формирования сигнала компенсации постоянной составляющей ухода гироскопа. Отсчет курса визуально осуществляется по индексу 6 и шкале 5. Потенциометр 8 и двигатель 7 позволяют устанавливать по шкале 5 заданный курс. ГПК-52 выдает сигнал, пропорциональный ортодромическому курсу самолета, с потенциометра 2 и сельсина 4.

Рис. 10. Электрокинематическая схема гирополукомпаса ГПК-52АП

Гирополукомпас обладает ошибками из-за остаточного собственного ухода, который определяется многими причинами. Основными из них являются: остаточная несбалансированность, моменты трения по внутренней оси карданового подвеса, ускорения самолета, магнитные поля, тепловые нагрузки. Стабильность выдерживания курса в ГПК-52АП составляет 2°/ч. В гирополукомпасе возникает ошибка из-за несоответствия фактической текущей географической широты места и установленной на потенциометре 9, так как широта задается экипажем периодически. ГПК присуща кардановая погрешность за счет несовпадения плоскости, в которой происходит измерение курса, с горизонтальной плоскостью при продольных и поперечных кренах самолета.

Комплексные системы измерения курса

Кроме описанных магнитных и гироскопических датчиков курса, в гражданской авиации используются также астрономические датчики курса - астрокомпасы. Астрокомпас определяет истинный или ортодромический курс. Истинный курс рассчитывается как разность между азимутом Солнца и курсовым углом самолета. Определение азимута Солнца осуществляется с помощью специального фотоэлектрического следящего устройства. Практикуется также измерение курса самолета методом пеленгации двух наземных радиостанций с помощью автоматических радиокомпасов. Таким образом, для определения курса самолета используются разнообразные средства, работающие на различных физических принципах.

Каждый из методов обладает достоинствами и недостатками. Магнитный способ измерения курса позволяет найти на Земле определенное направление - магнитный меридиан, но не может быть использован в высоких широтах из-за малого значения горизонтальной составляющей напряженности магнитного поля Земли. Он имеет большие погрешности при виражах самолета. Гирополукомпасы не могут отыскивать направления на земной поверхности, но при этом обладают пространственной памятью и удовлетворительно работают во время эволюций самолета, могут быть использованы в любых географических широтах. Астрокомпасы имеют сравнительно высокую точность определения курса, но их работа зависит от метеорологических условий. Радиокомпасы позволяют определять направление полета самолета относительно работающих наземных радиостанций, расположенных на сравнительно небольших расстояниях от самолета. Их использование зависит от наличия таких радиостанций по маршруту полета. Работа радиосистем может быть нарушена естественными или искусственными радиопомехами.

Отсюда следует, что ни один из указанных методов и приборов измерения курса не может обеспечить измерение курса во всех районах Земли, в любое время суток, при различной погоде. Однако в одних и тех же условиях полета недостатки одного метода в какой-то мере могут быть скомпенсированы достоинствами другого. Осуществить такую компенсацию позволяет функциональное соединение нескольких измерителей курса в единую систему.

Основным курсовым прибором курсовой системы (КС) служит гирополукомпас, обеспечивающий измерение и выдачу потребителям ортодромического курса в любых условиях эксплуатации, в любое время суток и во всех широтах земного шара. Поэтому основным режимом работы КС является режим «ГПК».

Индукционный (магнитный) компас и астрокомпас в составе КС выполняют роль корректоров гирополукомпаса. Коррекция периодически осуществляется для исключения накопившихся погрешностей от уходов гироскопа под влиянием различных возмущающих факторов. Для этой цели в общей схеме КС предусмотрены специальные системы коррекции от индукционного (магнитного) и астрономического компасов, переключение на которые определяют остальные два режима работы КС: магнитной коррекции (МК) и астрокоррекции (АК).

Несмотря на различие в комплектациях курсовых систем и на некоторые конструктивные и схемные особенности, их функциональная схема едина.

В настоящее время на самолетах гражданской авиации используются следующие типы курсовых систем: ГИК-1, КС-6 и подобные ей ТКС-П, ТКС-П2, ГМК-1.

Курсовая система типа ТКС-П

Самой совершенной из эксплуатируемых курсовых систем является курсовая система типа ТКС-П. Она предназначена для определения и выдачи потребителям магнитного, ортодромического и истинного курса самолета. Курсовая системе типа ТКС-П представляет собой комплекс из магнитного, гироскопического, радиотехнического и астрономического измерителей курса (астрокомпасами комплектуются не все курсовые системы). В качестве измерителя магнитного курса в курсовой системе типа ТКС-П (рис. 11) используется индукционный датчик (ИД). Он связан с гироагрегатами через коррекционный механизм (КМ), служащий для компенсации погрешностей.

Рис. 11. Функциональная схема точной курсовой системы (ТКС)

Измерителем ортодромического курса являются два одинаковых гироагрегата: основной и контрольный. Гироагрегаты работают как гирополукомпасы, то только в отличие от ГПК-52 они обладают более высокой точностью измерения ортодромического курса. Повышение точности измерения курса в гироагрегатах ТКС-П достигается применением специальных вращающихся подшипников, установленных по внутренней оси карданового подвеса, существенно уменьшающих момент трения по этой оси и вследствие этого собственные уходы гироскопа в азимуте. Кроме того, в гироагрегатах имеется дополнительная рама, с помощью которой по сигналам крена от центральной гировертикали или с авиагоризонта осуществляется стабилизация внешней оси карданового подвеса в вертикальной плоскости по крену и тем самым уничтожается креновая кардановая ошибка. В качестве азимутальной коррекции используется прецизионный интегрирующий привод, разворачивающий статор выходного сельсина гироагрегата со скоростью , причем текущая географическая широта места может вводится как вручную, так и от бортового навигационного вычислителя (НВ). Кроме того, навигационный вычислитель транслирует в систему значение заданного путевого угла (ЗПУ).

Измерение астрономического курса осуществляется дистанционным астрономическим компасом (ДАК), который в зависимости от режима работы может измерять истинный или ортодромический курс. Астрокомпас связан с курсовой системой через блок связи (БС). Курсовую систему ТКС-П обслуживают также доплеровский измеритель путевой скорости и угла сноса, снабжающий систему значением угла сноса (УС), автоматические радиокомпасы (АРК), определяющие курсовые углы радиостанций, и выключатель коррекции (ВК), отключающий индукционный датчик и электролитический маятник гироагрегатов при эволюциях самолета из-за больших ошибок в этот момент.

Курсовая система ТКС-П имеет два основных индикатора курса: указатель штурмана и контрольный указатель штурмана, которые снабжают экипаж информацией об измеряемых курсах и транслируют измеряемые курсы в обслуживаемые системы. Точная курсовая система ТКС-П может работать в четырех режимах: магнитной коррекции, астрокоррекции, гирополукомпаса, задатчика курса.

Режим задатчика курса является вспомогательным режимом работы и используется в основном для начальной ориентации курсовых гироскопов по курсу. Основным является режим гирополукомпаса, поскольку в этом случае полет осуществляется по ортодромии. Точность работы системы в этом режиме составляет 0,8°/ч независимо от географического района полета.

Базовая система курса и вертикали (БСКВ)

Еще большую централизацию и более глубокую обработку курсовой информации обеспечивает базовая система курса и вертикали благодаря использованию в ней трех инерциальных курсовертикалей (ИКВ) и наличия цифрового вычислителя НВ (ЦВМ), рис. 5.12. БСКВ измеряет, формирует и индицирует приведенный и гиромагнитный курсы самолета.

Рис. 12. Функциональная схема базовой системы курса и вертикали:

НВ - навигационный вычислитель; ИКВ - инерциальная курсовертикаль; БГМК - блок гиромагнитного курса; ИД - индукционный датчик; БК - блок коммутации; ПУ - пульт управления; БСК - блок согласования курса; ПНП - плановый навигационный прибор; ИНО - индикатор навигационной обстановки; РМИ - радиомагнитный индикатор; КУРС-МП - система ближней навигации и посадки; - гиромагнитый курс; - ортодромический курс (истинный); - осредненное значение курса

Приведенный курс - это курс самолета, измеряемый относительно условного направления, которое задается внешними датчиками ЦВМ, ЗК и ИД. В качестве условного направления может быть использован истинный (географический) меридиан или магнитный меридиан Земли.

Гиромагнитный курс - это курс, измеренный относительно текущего магнитного меридиана.

Приведенный курс используется для управления полетом самолета, а гиромагнитный - для коррекции приведенного курса и для общей ориентации в азимутальной плоскости. Для формирования приведенного курса БСКВ может работать в трех режимах: «ГПК» - гирополукомпаса; «ВК» - внешней коррекции; «МК» - магнитной коррекции.

Режим «ВК» - основной режим использования БСКВ в полете. В этом режиме периодически производится автоматическая коррекция приведенного курса самолета по сигналам от ЦВМ. В промежутках между коррекциями БСКВ вычисляет ортодромический курс относительно истинного (географического) меридиана, проходящего через точку коррекции.

Сигнал коррекции ЦВМ выдает в БСКВ: при выходе из зоны аэродрома взлета; при переходе на новую ЛЗП в полете по маршруту; при входе в зону аэродрома посадки. Кроме того, коррекция курса может быть выполнена в любой точке при введении поправок в курс через ЦВМ. В зоне аэродрома взлета курс вычисляется относительно магнитного меридиана, проходящего через центр взлетно-посадочной полосы (ВПП) взлета. В зоне аэродрома посадки курс вычисляется относительно магнитного меридиана, проходящего через центр ВПП посадки.

Размещено на Allbest.ru