Курсовые системы ЛА


Контрольная работа >> Авиация и космонавтика

Курсовые системы ЛА

1.Состав курсовых систем

2. Гироскопические приборы, их погрешности и математическая модель

2.1. Гироскопические датчики

2.2. Математическая модель гироскопического датчика

2.3. Авиагоризонты

2.4. Центральные гировертикали

2.5. Датчики и указатели угловых скоростей ЛА

2.6. Гирополукомпасы

2.7. Погрешности гироскопических датчиков

3. Радиокомпас, принцип действия и его погрешности

3.1. Основные определения

3.2. Принцип действия радиопеленгатора

3.3. Принцип действия радиокомпаса

4. Принципы построения курсовых систем. Комплексная обработка информации в курсовых системах

4.1. Особенности построения курсовых систем

4.2. Режимы работы курсовых систем

4.3. Погрешности курсовых систем

4.4. Комплексный метод определения курса

4.5. Курсовые системы типа КС

4.6. Курсовые системы типа КСИ

4.7.Курсовертикали типа СКВ-2Н

4.8. Курсовые системы типа ТКС-П

Заключение

Контрольные вопросы

1.Состав курсовых систем

Курс является одним из важнейших параметров, знание которого необходимо для решения задач навигации и управления. Для определения курса самолётов была создана самая многочисленная группа курсовых приборов и систем, основанных на различных физических принципах работы. В состав курсовых систем входят различные приборы и системы. В частности: магнитные и индукционные компасы, гироскопические приборы и системы, астрокомпасы, радиокомпасы, доплеровские системы, а также элементы спутниковой навигации.

2.Гироскопические датчики, их погрешности и математическая модель.

2.1.Гироскопические датчики

Гироскопом называют вращающееся вокруг оси симметрии с большой угловой скоростью тело вращения (ротор), одна из точек которого неподвижна. Ось z симметрии ротора 1 (рис 1) называют осью фигуры или осью ротора гироскопа.

В большинстве гироскопических приборов для обеспечения свободы вращения ротора гироскопа вокруг неподвижной точки применяют карданов подвес, который состоит из двух рамок 2 и 3. Ротор 1 гироскопа с большой угловой скоростью y вращается вокруг оси y1относительно внутренней рамки 2, которая может поворачиваться вокруг оси z относительно рамки 3, а последняя - вокруг оси x относительно неподвижной подставки 4.

Карданов подвес обеспечивает ротору гироскопа свободу вращения относительно трех осей (x, y1 и z). Поэтому гироскоп, установленный в кардановом подвесе, называют гироскопом с тремя степенями свободы. Если центр масс гироскопа совпадает с точкой пресечения осей карданова подвеса, то такой гироскоп называется астатическим.

z

x

y

Рис.1. Гироскоп в кардановом подвесе:

1 – ротор гироскопа; 2 – внутренняя рамка гироскопа; 3 – наружная рамка гироскопа; 4 – подставка; y – собственная угловая скорость вращения ротора гироскопа; x - вектор переносной угловой скорости.

2.2.Математическая модель гироскопического датчика

Для рассмотрения математической модели гироскопа обратимся к рис.2. Положение ротора относительно подставки (оси ) определяется тремя углами , и , которые получаются при последовательных поворотах гироскопа и отклонении его собственных осей x, y и z от осей неподвижного основания.

Согласно рисунку H – кинетический момент гироскопа; Jx и Jy – моменты инерции ротора гироскопа относительно осей x и y.

Рис.2. Маховик с тремя степенями свободы – гироскоп

Уравнения движения гироскопа согласно принципу Д’Аламбера имеют вид

(1)

где и – внешние моменты, действующие вокруг осей x и y (моменты от сил сопротивления трения в осях корданова подвеса, момент от силы тяжести, моменты, накладываемые на гироскоп специальными коррекционными устройствами и т. д.).

Уравнения (1) можно переписать так:

(2)

где и - полное инерционное сопротивление, развиваемое гироскопом при действии на него внешних моментов и .

В теоретической механике при изучении законов движения гироскопа различают свободное и вынужденное движение гироскопа; свободное движение гироскопа, называемое нутацией, представляет собой движение по инерции, когда моменты внешних сил не действуют на гироскоп. Движение гироскопа, нагруженного моментом внешних сил, представляет собой совокупность вынужденного и свободного движения. Вынужденное движение гироскопа называется прецессией.

Закон нутационного движения можно получить, приняв в уравнениях (2) ==0.

Тогда

(3)

Решая систему уравнений (3) получаем дифференциальные уравнения, описывающие нутационное движение гироскопа.

(4)

Закон прецессии гироскопа можно получить из уравнений (2), если пренебречь инерционными моментами и по сравнению с гироскопическими моментами и . Тогда имеем

(5)

Наиболее важными бортовыми гироскопическими приборами являются авиагоризонты, указатели поворота, гирополукомпасы, а также выключатели коррекции.

2.3.Авиагоризонты

В настоящее время применяются авиагоризонты типа АГК-47Б, АГБ-2, АГБ-3, АГР-72, АГР-144 и дистанционные авиагоризонты типа АГД-1. Авиагоризонт АГД-1 (рис.3) является наиболее распространенным.


Рис.3. Кинематическая схема авиагоризонта АГД-1:
1, 14, 16-двигатель-генератор; 2, 5, 23-коммутаторы; 3, 5, 10 - рамки; 4, 24 — электродвигатели; 7, 12, 13, 17 — сельсины; 8, 9 — реле; 11 — индуктивный датчик; 15 — катушка; IS — шестерня; 19, 22 — индексы; 20 — шкала; 21 — кремальера; 25 - жидкостной маятниковый переключатель; 26 — контакты выключателя коррекции; 27 — жидкостной выключатель.

Благодаря тому, что система индикации авиагоризонта АГД-1 связана с гироскопом электрически, индикация продольных углов самолета получается естественной: верхняя часть шкалы углов тангажа указателя окрашена в голубой цвет, а нижняя — в коричневый. Пилот видит на авиагоризонте взаимное расположение самолета, земли и неба таким, каким оно является в действительности.

Расположение гироагрегата авиагоризонта АГД-1 вблизи центра масс летательного аппарата обеспечивает хорошую устойчивость и точность гировертикали.

При включении авиагоризонта АГД-1 загорается сигнальная лампа на лицевой стороне прибора, которая должна погаснуть не позже чем через 15 с. Через 1—1,5 мин после включения авиагоризонт должен правильно показывать стояночные углы тангажа и крена самолета.

Следует помнить, что при взлете гировертикаль авиагоризонта АГД-1 накапливает погрешность выдачи сигналов тангажа со скоростью до 1° за кажую минуту взлета. После разворота летательного аппарата на 90° эта погрешность по углу тангажа переходит в погрешность по углу крена.

При разворотах летательного аппарата коррекция авиагоризонта (от маятникового переключателя) отключается по сигналам от выключателя коррекции.

В полете необходимо периодически контролировать правильность работы авиагоризонта по дублирующему авиагоризонту и другим пилотажным приборам. Контроль показаний углов крена ведется по указателю скольжения и указателю поворота (если крен отсутствует, то шарик указателя скольжения находится в центре и стрелка указателя поворота — на нулевом делении шкалы). Правильность показаний углов тангажа контролируется по вариометру, указателю скорости и высоты полета.

При неправильных показаниях авиагоризонта необходимо установить режим прямолинейного горизонтального полета по дублирующим приборам и кратковременно нажать кнопку автоматического арретирования. Арретир устанавливает плоскость следящей рамки параллельно основанию гироагрегата, а главную ось гироскопа нормально к этому основанию.

После окончания процесса арретирования происходит автоматическое арретирование гироскопа. Если через 15 секунд авиагоризонт не будет давать правильных показаний, его следует выключить и дальнейшее пилотирование, производить по дублирующим приборам.

Пользоваться кнопкой арретирования при углах тангажа более ±4° нельзя, так как иначе после арретирования будет выключена продольная коррекция гироскопа.

2.4.Центральные гировертикали (ЦГВ)

Для обеспечения сигналами углов крена и тангажа бортовых потребителей используются единые гироскопические датчики или система таких датчиков центральных гировертикалей. На измерительных осях датчиков устанавливается по нескольку потенциометров или сельсинов.

Для повышения точности показаний углов крена и тангажа в центральной гировертикали применена силовая гироскопическая стабилизация (рис.4).

Рис.4. Кинематическая схема центральной гировертикали:
1, 15 — маятники; 2 — корпус; 3, 4, 10, 11 — электродвигатели; 5 — рамка; 6, 9, 12, 13 — потенциометры; 7 — платформа; 8, 14 — гироскопы; 16, 18 — контакты; 17 — маятник.

Наличие силовой компенсации внешних моментов не устраняет кажущегося ухода гировертикали в результате вращения Земли. Устранение влияния вращения Земли обеспечивается системой коррекции, состоящей из жидкостного маятника и коррекционных двигателей.

При запуске ЦГВ платформа с гироскопами может находиться в любом положении. Для быстрого установления ее в положение вертикали служат механические маятники, цепи которых замыкаются через контакты кнопки, расположенной на приборной доске. Если платформа будет наклонена на угол более 1,5—2°, то маятники, расположенные на карданной раме, замыкают свои комплекты, подавая полное напряжение на электродвигатели. Эти электродвигатели устанавливают платформу вертикально с точностью 1,5—3°, после чего размыкают свои контакты. Более точное установление платформы по вертикали осуществляется с помощью жидкостного маятника и коррекционных электродвигателей.

Если ось (стрелка на корпусе) ЦГВ установлена точно параллельно продольной оси летательного аппарата, то карданные погрешности гироузла отсутствуют.

Погрешности, вызываемые ускорениями летательного аппарата, уменьшаются выключением продольной коррекции на виражах и продольной коррекции — при наличии продольных ускорений.

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.

2.5.Датчики и указатели угловых скоростей летательных аппаратов

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.

2.6.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.

2.7.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 и . Направление осей, вокруг которых отсчитываются углы и , 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.Радиокомпас, принцип действия и его погрешности

3.1.Основные определения

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.

Рис.6. Основные радионавигационные элементы

Пеленгом самолета ПС называется угол между меридианом радиостанции и направлением от радиостанции на самолет. ПС отсчитывается от северного направления меридиана по ходу часовой стрелки до направления на самолет от 0 до 360°. В зависимости от начала отсчета курса самолета пеленги самолета могут быть истинными ИПС и магнитными МПС. Пеленги самолета рассчитываются по формулам:

МПС = МК + КУР ± 180°;

ИПС = ИК- КУР ± 180°; (8)

ИПС = КК + К + М + КУР ± 180°.

Указанные формулы для расчета ИПС простой обратной засечкой могут быть использованы лишь в том случае, если разность между долготой радиостанции и долготой самолета составляет не более 1,5°. При большей разности долгот ошибка существенно сказывается на точности определения линий положения. Поэтому при расчете ИПС необходимо учитывать поправку на угол схождения меридианов:

ИПС = ИК + КУР ± 180" + (± 8). (9)

Для карт видоизмененной поликонической проекции поправка на угол схождения меридианов будет равна:

(10)

где -долгота радиостанции;

- долгота самолета;

- средняя широта листа карты.

3.2.Принцип действия радиопеленгатора

Действие самолетных радиопеленгаторов основано на одновре­менном приеме сигналов радиостанции на две антенны — рамочную и открытую.

Открытая антенна представляет собой вертикальный штырь или провод, и характеристика направленности ее является окружно­стью. Сила приема на такую антенну одинакова независимо от на­правления приходящего радиосигнала.

Характеристика направленности рамочной антенны изображена на рис.7.

Рис.7. Характеристики направленности рамочной и открытой антенн и сложение принимаемых ими сигналов:

1 – характеристика направленности рамочной антенны; 2 – характеристика направленности открытой антенны; 3, 4 – кардиоиды после сложения сигналов рамочной и открытой антенн в первой и второй полупериоды низкой частоты; OA – величина сигнала принимаемого приемником в первый полупериод низкой частоты; OB – величина сигнала, принимаемого приемником во второй полупериод низкой частоты; ab – плоскость рамки.

Если плоскость рамки совпадает с направлением на радиостанцию, то сила приема максимальна; если плоскость рамки перпендикулярна направлению на радиостанцию, то сила приема равна нулю. При дальнейшем повороте рамки сигнал появится вновь (перевернутый по фазе) и достигнет максимума, когда пло­скость

рамки вновь совпадет с направлением на радиостанцию.

При одновременном приеме на обе антенны суммарная диаграм­ма силы приема изобразится так называемой кардиоидой.

При соответствующем подборе параметров антенн кардиоида однозначно определяет направление на радиостанцию, однако ми­нимум, определяемый кардиоидой, недостаточно ярко выражен. Для того, чтобы устранить этот недостаток, ЭДС от рамочной ан­тенны подают на балансный модулятор, т. е. на электронный пере­ключатель, который несколько десятков раз в секунду изменяет на 180° фазу сигнала рамочной антенны.

Таким образом, в приемник радиопеленгатора поступают две ЭДС: Ер — от рамки, Eа — от открытой антенны. Высокочастотные колебания, подводимые от рамки, меняют фазу с частотой 50 Гц (рис.8, а). Эти колебания складываются с колебаниями, по­ступающими от открытой антенны (рис.8, б), и на усилитель поступает суммированная ЭДС (рис.8, в). В первый полу­период низкой частоты 50 Гц сигнал высокой частоты рамки совпа­дает по фазе с сигналом высокой частоты открытой антенны, и поэтому результирующее напряжение будет равно сумме напряже­ний поступающих сигналов.

Во второй полупериод напряжение сигнала рамки находится в противофазе с напряжением открытой антенны и результирующее напряжение будет равно их разности. Далее суммарный сигнал усиливается и выпрямляется. Величина напряжения частотой 50 Гц на выходе приемника зависит от угла поворота рамки. Если плоскость рамки образует прямой угол с направлением на радиостанцию, рамка не принимает приходящие сигналы, следовательно, нет модуляции сигнала антенны, а на вы­ходе приемника не будет напряжения частоты 50 Гц.

Рис.8. Сложение колебаний рамки и открытой антенны в радиопеленгаторе после коммутации

При переключении фазы образуется другая кардиоида, которая является как бы зеркальным отображением первой. Эти две кар­диоиды (рис.9) и определяют направление сигнала на выходе пеленгатора. Одна из кардиоид — отрицательная, другая — поло­жительная. Если преобладает ЭДС с отрицательным знаком, сиг­нал на выходе будет одного направления; при положительном зна­ке сигнал имеет другое направление.

Рис.9. Диаграмма направленности на выходе радиопеленгатора

3.3.Принцип действия радиокомпаса

На рисунке 10 изображена блок-схема автоматического радио­компаса.

Рис.10. Блок-схема радиокомпаса:

1 – рамочная антенна; 2 – открытая антенна; 3 – усилитель сигнала рамки; 4 – электронный переключатель; 5 – приемник; 6 – управляющая схема; 7 – звуковой генератор; 8 – двигатель поворота рамки; 9 – сельсин-датчик; 10 – указатель с сельсин-приемником.

Выходной сигнал поступает на электродвигатель, автома­тически отрабатывающий рамку в положение пеленга.Сельсин-датчик передает положение рамки на указатель. Указатель радиокомпаса показывает курсовой угол радиостанции, принимаемой радиокомпасам. Азимутальную шкалу указателя курса поворачивают с помощью кремальеры, помещен­ной сбоку. Если азимутальная шкала установлена так, что против индекса находится нуль, то стрел­ка укажет курсовой угол радио­станции. Если против индекса установить деление, соответст­вующее истинному курсу самоле­та, то стрелка покажет истинный пеленг радиостанции.

В комбинированных указате­лях и навигационно-плановых приборах азимутальная шкала может быть дистанционно связа­на с компасом, и тогда по одной шкале можно отсчитать три пара­метра: курс, курсовой угол ра­диостанции и истинный радио­пеленг.

На рис.11 изображена функциональная схема автоматиче­ского радиокомпаса АРК-15. Для обеспечения безотказной работы на самолете Ту-154 установлены два комплекта АРК-15. Радиоком­пас предназначен для измерения курсовых углов приводных радио­маяков и широковещательных радиостанций при полетах по марш­руту и предпосадочном маневрировании. АРК-15 имеет дискретную беспоисковую настройку «а частоты радиостанций в диапазоне 150—1800 кГц. По информации, получаемой от АРК, можно опре­делить координаты самолета, навигационные параметры движения и осуществлять контроль пути.

Рамочная антенна радиокомпаса обладает резко выраженным направленным действием. В рамочных цепях принимаемый сигнал усиливается и коммутируется с частотой 135 Гц. Кроме того, здесь происходит дополнительный доворот фазы сигнала рамочной антен­ны на 90°, так как напряжения от направленной и от ненаправлен­ной антенн приходят со сдвигом по фазе на 90° и этот сдвиг надо скомпенсировать. В качестве направленной антенны в АРК-15 ис пользуется рамочная антенна из двух взаимно перпендикулярных обмоток и гониометр. Гониометр представляет собой устройство из двух неподвижных взаимно перпендикулярных катушек и одной подвижной катушки, выполненной в виде витка. Каждая из не­подвижных катушек соединена с одной обмоткой рамочной антенны. Принимаемый сигнал через гониометр подается на усилитель и поступает на коммутатор фазы, где он периодически меняет фазу на 180°, и далее складывается с сигналом, принятым открытой нена­правленной антенной. Работой коммутатора фазы управляет гене­ратор звуковой частоты 135 Гц. Антенное согласующее устройство АСУ согласует параметры антенны и кабеля со входом приемного устройства.

Ненаправленная антенна АРК-15 выполнена в виде полоски ла­тунной посеребренной фольги, вклеенной в диэлектрический кожух.

В результате взаимодействия двух сигналов, принятых рамочной и ненаправленной антеннами, в контуре сложения образуется амплитудно-модулированный сигнал. Сигнал от ненаправленной ан­тенны является опорным, а сигнал от рамочной антенны — моду­лирующим. В направлении пеленга рамочный сигнал исчезает, а сигнал в приемнике становится немодулированным. Наличие ампли­тудной модуляции указывает на то, что направление приходящего сигнала не совпадает с направлением нулевого приема рамочной антенны. Фаза модуляции определяется фазой рамочного сигнала по высокой частоте и указывает сторону отклонения приходящего сигнала относительно направления пеленга.

Фильтр сосредоточенной селекции служит для выравнивания коэффициента передачи сигнала в пределах поддиапазона с по­мощью варикапов, использованных в качестве элементов связи.

Полученный сигнал усиливается, проходит по всему приемному тракту и попадает на детектор.

Приемное устройство АРК-15 содержит все функциональные звенья, присущие приемнику амллитудно-модулированных сигналов (высокая частота, промежуточная частота, низкая частота с теле­фонным выходом). Схема «сетки частот» обеспечивает настройку прибора на нужную частоту. Радиокомпас АРК-15 может работать в режиме автоматического согласования, в режиме приема на не­направленную антенну и в режиме приема на направленную ан­тенну.

В режиме автоматического согласования, когда прибор настро­ен на частоту пеленгуемого радиомаяка, стрелки подключенных к нему индикаторов будут показывать курсовой угол радиомаяка. В этом режиме сигнал с выхода детектора через усилитель воздей­ствует на следящую систему, и электродвигатель отрабатывает по­движную катушку гониометра до момента равновесия, т. е. до отсут­ствия сигнала от рамочного входа. Одновременно с поворотом под­вижной катушки гониометра связанный с ней синусно-косинусный трансформатор дает сигнал на индикатор курсового угла.

Режим приема сигналов на ненаправленную антенну служит для прослушивания сигналов радиомаяков.

Режим приема сигналов на направленную антенну является вспомогательным и служит для принудительной установки гонио­метра с помощью дистанционного включения электродвигателя в положение, позволяющее определить пеленг на слух.

Рис.11. Функциональная схема АРК-15.

4.Принципы построения курсовых систем. Комплексная обработка информации в курсовых системах.

4.1.Особенности построения курсовых систем

Курс является одним из важнейших параметров, знание ко­торого необходимо для решения задач навигации и управления. Для определения курса самолетов была создана самая многочис­ленная группа курсовых приборов и систем, основанных на раз­личных физических принципах.

Направление меридиана можно определить на борту летатель­ного аппарата с помощью компаса, гирокомпаса, радиокомпаса к астрокомпаса.

Первыми курсовыми приборами, применявшимися на само­летах, были авиационные магнитные компасы (АМК). В зависи­мости от назначения они отличались по своим точностным, габа­ритным и массовым данным. Наиболее точными были штурман­ские компасы типа А, использовавшиеся в навигационных целях, менее точными с меньшими габаритными размерами были компасы для пилота, а также аварийные (дублирующие) типа КИ.

Авиационным магнитным компасом присущи существенные недостатки:

1)для определения истинного (географического) курса тре­буется вводить вручную поправку на магнитное склонение;

2)большие магнитные девиации, вызываемые ферромагнит­ными массами, расположенными на борту, и девиации, перемен­ные во времени, вызываемые электромагнитными полями, созда­ваемыми электрооборудованием;

3)креповая девиация, появляющаяся при наклоне объекта относительно картушки. Если при отсутствии данного наклона девиация устраняется с помощью девиационного устройства, то при наклоне (крене) она появляется вследствие изменения взаим­ного расположения ферромагнитных масс и картушки;

4) поворотная погрешность, появляющаяся при выполнении поворотов (виражей) вследствие наклона картушки относительно горизонта вместе с объектом. Зависимость поворотной погреш­ности от крена , магнитного курса , угла магнитного накло­нения имеет вид [7]

(11)

Данная погрешность принимает наибольшее значение при раз­воротах объекта на курсах, равных 0° и 180°, и поэтому ее еще называют северной поворотной погрешностью. При крутых виражах (большие значения ) может составлять десятки градусов и даже, равное . В полярных районах с уменьшением горизонтальной компоненты (увеличение) данная погре­шность увеличивается;

5)угол застоя (погрешность трения) от наличия сил трения
в опоре картушки. Погрешность является значительной вследствие малости величины удельного устанавливающего момента;

6)погрешность от смещения центра тяжести картушки отно­сительно точки опоры, возникающая при наличии переносного ускорения (ускорения объекта), в движении набора скорости и выполнения эволюции;

7)погрешность от увлечения (поворота) картушки заполняющей
корпус жидкостью (силами вязкого трения жидкости), которая, в свою очередь, увлекается (раскручивается) корпусом прибора при эволюциях объекта. Погрешность зависит от продолжитель­ности и угловой скорости разворота и может составлять от не­скольких до десятков градусов;

8)свободные и вынужденные колебания картушки от возмущений, создаваемых объектом, которые даже при спокойном полете роисходят с амплитудой 3 ... 5°. Эти колебания затруд­няют отсчет показаний курса и пилотирование;

9)ограничение применения по широте места. С изменением широты в сторону приближения к магнитному полюсу, умень­шается горизонтальная компонента HМПЗ и соответственно возрастает угол застоя. Ограничения, связанные с появлением магнитных бурь, главным образом, в полярных областях и наличием значительных переменных по высоте магнитных аномалий.

Далее был создан прибор гирополукомпас (ГПК). Ось ротора гироскопа гирополукомласа обладает способностью сохранять свое положение неизменным относительно неподвижных звезд. Однако вследствие вращения Земли и собственных ухо­дов гирополукомпас накапливает погрешность с течением вре­мени. Влияние уходов которого на показания курса периодически вручную корректировались по показаниям АМК.

Пользование двумя приборами АМК и ГПК с периодической коррекцией показаний ГПК через каждые 10 ... 15 мин практи­чески весьма затруднительно. Для решения этого вопроса и для последующего развития идей построения курсовых систем был разработан прибор с автоматической коррекцией на базе двух указанных. Магнитная система устанавливалась в опорах на ко­жухе гироузла. При рассогласовании положений оси гироскопа (кожуха) и магнитной системы на гироскоп (посредством пневмо-системы) накладывался момент, приводящий его в согласованное положение (в меридиан). Прибор получил название - гиромагнит­ного компаса (ГМК).

Для решения задач навигации (в горизонтальном полете по маршруту) требовалось применять более точный штурманский магнитный компас. Поэтому наряду с ГМК естественным было развитие дистанционных магнитных компасов (ДМК) с приме­нением дистанционных передач и следящих систем. При раз­работке решалась задача создания эффективного средства устра­нения девиаций, особенно переменных во времени, путем уста­новки магнитной системы в местах, где абсолютная величина де­виации мала. Одновременно решалась и другая задача уменьше­ния дублирования курсовых приборов. ДМК состоит из двух основных частей: магнитного датчика (МДМ) направления меридиана (указателя меридиана) и дистанционной передачи угла поворота объекта относительно магнитного датчика, включая и сам указатель курса. В зависимости от типа дистанционной передачи ДМК получили соответствующие названия: при исполь­зовании потенциометрической дистанционной передачи — потенциометрические дистанционные компасы (ПДК); при исполь­зовании индукционной дистанционной передачи — индукцион­ные дистанционные компасы - (ИДК).

С целью облегчения пилотирования (выдерживания курса) и выполнения разворотов на заданные углы наряду с ДМК ис­пользовались также и ГПК. Недостаточная точность определе­ния курса при помощи ДМК и необходимость дополнительно ис­пользовать помимо ДМК второй прибор ГПК естественно рождали идеи построения курсовых приборов в двух направлениях: изыскание новых принципов и средств использования МПЗ для повышения точности ДМК и построение дистанционных ГМК, исключающих необходимость применения двух приборов.

С созданием ДМК стало возможным вместо недистанционного ГМК осуществить идею создания и дистанционного ГМК, т. е. ДГМК, обладающего лучшими свойствами из-за дистанционности размещения магнитного датчика.

Магнитные дистанционные гидроскопические компасы типа ДГМК предназначены для определения курса и углов разворота ЛА. Чувствительным элементом ДГМК является магнитная система, устанавливающаяся по направлению компасного меридиана. В компасах ДГМК применяется потенциометрическая дистанционная передача. Указатели магнитного дистанционного компаса ДГМК-3 выдают компасный курс, указатели компаса ДГМК-5 совместно с радиокомпасом выдают компасный курс, курсовой угол радиостанции и магнитный пеленг радиостанции.

В отличие от компасов ДГМК-3 и ДГМК-5 компас ДГМК-7 может указывать истинный курс, так как конструкция компаса обеспечивает автоматическое устранение девиации и ручной ввод поправки на магнитное склонение.

Трехэлементный магнитный зонд и гировертикаль, на которую он устанавливается, образуют индукционный датчик (ИД) МПЗ. Для преобразования значений ЭДС индукционных элементов в угло­вую величину, определяющую направление магнитного меридиана, используется сельсин, функционирующий в трансформаторном режиме. Система, состоящая из ИД, сельсина со следящей систе­мой, основного указателя (штурмана) и дополнительных дистан­ционных указателей (повторители), образует дистанционный ин­дукционный компас (ДИК).

Курсовая система ДИК обладает существенными преимущест­вами по своим характеристикам по сравнению с системами ДМК и тем более по сравнению с АМК. Эти преимущества определяются свойствами ИД и сводятся к следующему: нет больших значений поворотных погрешностей (медленное возрастание из-за отклоне­ния гировертикали); нет в обычном смысле угла застоя; нет по­грешности от увлечения; устойчивые показания курса, так как нет свободных и вынужденных колебаний индукционного дат­чика; меньше ограничения применения по широте места; приме­няемый в приборе девиационный механический корректор позво­ляет устранить с достаточной точностью постоянную во времени девиацию (кроме креновой), а также систематические инструмен­тальные погрешности; высокая точность в полете по маршруту (погрешность указателя штурмана ±1°, повторителей ±2°).

Однако ДИК имеет и существенные недостатки: сложность, большие габаритные размеры и масса устройства ИД; при нали­чии длительных ускорений объекта как при наборе скорости, так и при выполнении эволюции накапливается значительная погреш­ность, которая, с момента движения, без ускорений медленно устраняется вследствие медленного восстановления гироскопа к вертикали. Подобный прибор применялся на тяжелых само­летах.

Используя законо­мерность движения небесных светил (в первую очередь Солнца), были созданы астрокомпасы для определения истинного курса.

Основными идеями построения астрокомпасов являются две: первая - построение модели автоматически действующей небес­ной сферы (точнее части ее), в результате чего образуется указа­тель истинного меридиана (экваториальный астрокомпас); дру­гая - измерение курсового угла светила путем пеленгации пос­леднего и вычисление азимута светила по данным координат ме­стонахождения объекта и географического места светила (гори­зонтальный астрокомпас). Суммирование этих двух углов дает истинный курс. Астрокомпасы находят широкое применение, они лишены большинства недостатков, присущих компасам АМК и ДМК. Однако их функционирование возможно при оптической видимости Солнца и знании географических координат место­нахождения.

На основе известных способов определения направления на объект, излучающий радиоволны, были созданы радиокомпасы, являющиеся указателями этого направления и позволяющие измерить курсовой угол радиостанции. Эти средства используются для управления при полете по маршрутам, оборудованным радио­навигационными станциями, и особенно при полете в направлении на и от радиостанции.

4.2.Режимы работы курсовой системы

В зависимости от траектории ЛА, географического положения курсовые системы могут работать в трех режимах.

1.Режим гирополукомпаса(ГПК)-режим работы курсовой системы, в которой работает только гироагрегат.

Функциональная схема курсовой системы в режиме ГПК представлена на рис.12. Курсовой гироскоп 5 в этом режиме работает совместно с датчиком курса и системой согласования 2, задатчиком курса 1, кинематической 3 или моментной 4 широтной коррекции, системой горизонтальной коррекции 6, выключателем коррекции 7, системой стабилизации 8 гироагрегата по крену, датчиком широтной коррекции 9. Перед включением режима ГПК гироагрегаты курсовой системы согласуются с индукционным или астрономическим датчиком курса.

К потребителям


1

2

3





4

5

6





7

8

9



Рис.12.Функциональная схема типовой курсовой системы

В качестве датчика курса может быть использован потенциометрический датчик или сельсин.

Уход гироскопа от вращения Земли и воздействия возмущающих момен­тов относительно оси внутренней рамы компенсируется с помощью широтной коррекции. Различают кинематическую и моментную кор­рекции. В первом случае статор сельсина-датчика следит за «ухо­дящим» в горизонтальной плоскости ротором, во втором — ротор сельсина-датчика следит за «уходящим» в горизонтальной плоско­сти статором.

Для поддержания оси гироскопа в горизонтальном положении В курсовых системах используются моментные системы горизонталь­ной коррекции с маятниковым чувствительным элементом и коррекционным двигателем на оси наружной рамы карданова подвеса.

2.Режим магнитной коррекции (МК)-режим работы курсовой системы, в котором ГПК работает совместно с индукционным компасом. В режиме магнитной коррекции (рис.13) маг­нитным датчиком курса служит индукционный датчик 6, сигналы которого отрабатываются коррекционным механизмом 1. С помо­щью коррекционного механизма, в котором применяется механиче­ский корректор, устраняются девиационные погрешности индукци­онного датчика и инструментальные погрешности дистанционных передач. Из коррекционного механизма 1 через систему согласо­вания 2 сигнал о магнитном курсе автоматически подается на дат­чик курса 3 гироагрегата 4. Угол между нулевыми линиями статора и ротора сельсина или щеток потенциометра будет равен магнитно­му курсу , который называют гиромагнитным курсом. При учете магнитного склонения или так называемого условного магнитно­го склонения курс может быть преобразован в истинный курс или ортодромический курс .

К потребителю



1

2

3





4

5

6





7

8



Рис.13.Схема режима магнитной коррекции

Широтная коррекция в режиме МК не применяется, так как си­стема согласования обеспечивает полную компенсацию ухода гиро­скопа под влиянием вращения Земли, разбаланса и других причин за счет необходимой скорости согласования. На выключатель кор­рекции 5 накладывается дополнительная функция отключения цепи индукционного датчика при вираже. На схеме показаны также система горизонтальной коррекции 7 и система стабилизации гироузла по крену 8.

3.Режим астрономической коррекции(АК)-режим работы курсовой системы, в котором ГПК работает совместно с астрономическим компасом.В режиме астрономической коррекции (АК) связь астрономического датчика курса и гироагрегата осуществляется по схеме, аналогичной схеме связи в режиме МК. Отличие заключает­ся в том, что роль сельсина-датчика коррекционного механизма выполняет сельсин в переходном блоке связи астрономического компаса типа ДАК-ДБ с курсовой системой, либо соответствующий датчик в звездно-солнечном ориентаторе.

Астрокомпас типа ДАК-ДБ может использоваться в светлое время суток, звездно-солнечный ориентатор — днем и ночью. Ре­жим астрокоррекции от звездно-солнечного ориентатора обеспечи­вает точную выставку курса перед началом полета.

4.3.Погрешности курсовых систем

При работе курсовых систем в режиме магнитной коррекции могут возникать методические по­грешности из-за воздействия ускорений на чувствительный элемент и отклонения его от плоскости горизонта. На чувствительный эле­мент, кроме горизонтальной составляющей вектора напряженности магнитного поля Земли, в этом случае действует и вертикальная составляющая этого вектора. Методические погрешности имеют синусоидальный характер и зависят, кроме ускорения, от широты, места и курса самолета.

При взлете самолета с углами тангажа более 15° будет также накапливаться дополнительная погрешность магнитного датчика.

В режиме ГПК полная погрешность курсовых систем складыва­ется из погрешностей: начальной выставки курса, азимутального ухода гироскопа, из-за неточной компенсации вращения Земли, из­мерения ортодромического курса из-за бокового отклонения от ор­тодромии, дистанционной передачи сигнала от гироагрегата на ука­затели. Погрешности из-за вращения Земли и перемещения самолета, карданные погрешности, девиационные погрешности, погрешности от воздействия ускорений на систему горизонтальной коррекции и температуры на систему моментной широтной коррекции можно, отнести к методическим погрешностям.

Погрешности из-за разбаланса от люфтов в опорах, температур­ного расширения ротора, из-за трения в осях карданова подвеса гироскопа, из-за изменения кинетического момента гироскопа, из-за несовершенства следящих систем и дистанционных передач можно отнести к инструментальным погрешностям курсовых систем.

4.4.Комплексный метод определения курса

Комплексный подход определения курса состоит в воспроизведении (стабилизации) нескольких направлений в азимуте различ­ными средствами (датчиками направлений), отличающимися по своим статическим и динамическим свойствам, и взаимной коррек­ции их погрешностей. В соответствии с этим комплексную или единую курсо­вую систему можно определить как совокупность различных по своим свойствам датчиков направлений (стабилизаторов) в азимуте и корректирующего (сглаживающего) звена.

Особенностью комплексной курсовой системы является наличие единого указателя, работающего от различных датчиков курса, что обеспечивает получение курса при любых условиях полета.

Дублирование датчиков и наивыгоднейшие связи между прибо­рами, входящими в курсовую систему, позволяют получить гибкую систему, в которой недостатки одних датчиков в данных условиях полета компенсируются преимуществами других. В ряде случаев объединение датчиков в единую курсовую систему позволяет полу­чить большую точность измерения курса, чем при измерении курса отдельными приборами.

На рис.14 изображена структурная схема курсовой системы, в которой на единый указатель работает магнитный датчик (МД),, астрономический датчик (АД) гирополукомпаса ГА и радиокомпас АРК. Для уменьшения карданных ошибок наружная рамка гиропо­лукомпаса стабилизируется от гировертикали (ГВ), коррекция ко­торой отключается при длительно действующих горизонтальных, ускорениях с помощью выключателя коррекции (ВК).



Рис.14. Блок-схема единой курсовой системы:

УЛ – указатель летчика; АРК – автоматический радиокомпас; АРК – поправка на радиостанцию; – курс; УШ – указатель штурмана; М – поправка на магнитное склонение; ГА – гироагрегат (гирополукомпас); ГВ – гировертикаль; - крен; - тангаж; 3sin - поправка на вращение Земли; ВК – выключатель коррекции; Z – угловая скорость самолета; УАК – указатель астрокомпаса; АД – астродатчик; И – истинный курс; АК – астрокомпас; ГПК – гирополукомпас; МК – магнитный компас; П – переключатель; КМ – коррекционный механизм; К – поправка на магнитную девиацию; МД – магнитный датчик.

Для ком­пенсации «уходов» в азимуте из-за вращения Земли гирополукомпас корректируется сигналами, пропорциональными вертикальной составляющей скорости вращения Земли.

Комплексная (единая) курсовая система является также датчиком курсовых сигналов для различных ее потребителей на летательном аппарате (навигационный координатор, автопилот).

На рис.15 представлена электромеханическая схема единой курсовой системы, составленной на основании блок-схемы на рис.14. Основой этой курсовой системы является ГПК,который, помимо обычных внутренней 1 и наружной 2 рамок подвеса, имеет вспомогательные рамки 5 и 4 для исключения карданных ошибок ГПК, вызываемых продольными и поперечными кренами самолета. Углы наклона рамок 3 и 4 относительно самолета, измеренные сельсинами и , сравниваются с углами поворота ГВ, изме­ренными сельсинами и .

Сигналы рассогласования через усилители У1 и У2 подаются на электродвигатели и отработки рамок 3 и 4. В результате ось вращения рамки 2 подвеса гирополукомпаса удерживается на направлении вертикали и карданная погрешность гирололукомласа исключается. Выключатель коррекции реагирует на угловую ско­рость разворота и отключает магнитный и астрономический дат­чики от ГПК. Одновременно выключатель коррекции отключает маятниковую коррекцию (ЭП) горизонтальной оси ротора ГПК. В ВК имеется реле времени, которое разрывает электрические цепи только после того, как длительность виража превысит определяе­мое время, выбранное из условия, чтобы накапливание погрешно­стей в курсовой системе не превышало допустимой величины.

Сигналы магнитного датчика через коррекционный механизм передаются на ГПК с помощью следящей системы, состоящей из вращающегося трансформатора, усилителя У4, электродвига­теля и сельсина . Переключатель П служит для перехода с магнитного на астрономический .датчик. Астрономический датчик (АД) следит за Солнцем с помощью фотоэлемента ФЭ, усилителя У5, электродвигателя Д и измеряет бортовой пеленг Солнца. Астрономический курс а получается в результате вычисления выражения а=A-, где А — азимут Солнца, вырабатываемый с помощью вычислителя азимута А. Это вычисление производится с помощью дифференциального сельсина ДС и вращающегося транс­форматора ВТ, получающих сигнал от сельсина С.

Магнитный или астрономический курсы сравниваются с курсом ГПК с помощью сельсина Сy2, а электродвигатель Дy через редуктор отрабатывает статор сельсина Сy2, ротор которого связан с осью рамки 2 подвеса ГПК. Выходной сигнал этого сельсина подается на единый указатель курса (УК). На этом же указателе УК мож­но отсчитать показания радиокомпаса. Так как при отключении выключателем коррекции датчиков МД и АД «уход» ГПК вызывает погрешности в отсчете курса по указа­телю, в единых курсовых системах с отключающимися на вираже датчиками курса применяют прецизионные ГПК.

Рис.15.Электрокинематическая схема единой курсовой системы

РК — радиокомпас; ГПК — гирополукомпас; УК — указатель курса; ДС — диффе­ренциальный сельсин; ВТ — вращающийся трансформатор; С—сельсин; Ус—усилитель; Г — гироскоп; П — переключатель; ФЭ — фотоэлемент; Д — электродвигатель; КМ—коррекционный механизм; ВК — выключатель коррекции; МД—магнитный дат­чик; АД—астрономический датчик; А — вычислитель азимута; ГВ — гировертикаль.

4.5.Курсовые системы типа КС

Курсовые системы типа КС предназначены для определения и указания курса ЛА и углов его разворота, а также для указания пеленгов и курсовых углов радиостанции. Курсовые системы типа КС имеют три режима работы: гирополукомпаса (ГПК), магнитной коррекции (МК) и астрокоррекции (АК). Режим ГПК является основным режимом, Благодаря стабилизации гироузлов по крену в курсовых системах КС исключена карданная погрешность при кренах ЛА. В режиме ГПК система одновременно выдает гироскопический (ортодромический), магнитный и истинный курсы.

4.6.Курсовые системы типа КСИ

Курсовые системы типа КСИ предназначены для определения магнитного или гироскопического курса при любых углах крена и тангажа ЛА и определения курсовых углов и пеленгов радиостанций.

Курс ЛА определяется с помощью датчика с индукционным чувствительным элементом. Благодаря стабилизации гироузла гироагрегата по крену и тангажу по сигналам гировертикали в курсовых системах типа КСИ исключена карданная погрешность. Основным режимом работы КСИ является режим гирополукомпаса. Режим МК (при нажатой кнопке согласования) используется для начальной выставки системы по магнитному меридиану.

4.7. Курсовертикали типа СКВ-2Н

Наряду с ККС и КСИ были разработаны и созданы системы курсовертикалей типа СКВ и инерциальные курсовертикали ИКВ, позво­ляющие измерять курс и пространственную ориентацию объекта не только на маршруте, но и в сложных режимах полета.

Курсовертикали типа СКВ-2Н являются централизованным устройством, объединяющим гироскопические и магнитные средства определения курса, гироскопические средства определения крена, и тангажа и выдачи их на указатели типа НПП, КПП и в бортовые системы, решающие задачи навигации, пилотирования и др.

Общее количество потребителей может быть: по курсу - 4, по крену - 7, по тангажу - 5. Для увеличения количества потребителей сигналов могут устанавливаться распределитель сигналов 1186В (по крену и тангажу) и блок БР-40 (по курсу).

Режимы работы.

Канал курса имеет три режима работы: гирополукомпаса (основной режим работы), магнитной коррекции, начальной выставки курса. Канал вертикали работает в одном режиме, обеспечивающем определение крена и тангажа ЛА.

Управление режимами работы. Для управления работой СКВ-2Н на борту ЛА устанавливаются: переключатель каналов системы "Осн.-Зап", переключатель режимов работы "ГПК-МК", кнопка начальной выставки - "НВК", кнопка согласования по магнитному курсу "МК".

Карданная погрешность в СКВ-2Н устранена благодаря применению для гироскопа курса следящих рам крена и тангажа. Следящая рама крена является общей для гироскопов курса и вертикали.

3.8.Курсовые системы типа ТКС-П

Точная курсовая система ТКС-П предназначена для определе­ния курса самолета, а также угла сноса, пеленга радиостанции и путевых углов самолета при работе соответственно с измерителем угла сноса и путевой скорости, автоматическим радиокомпасом (АРК) и навигационным вычислителем.

Курсовые системы типа ТКС-П по принципу действия аналогичны курсовым системам КС и от курсовых систем этого типа отличаются выгодно тем, что имеют в 2-3 раза меньше величины ухода гироскопов в азимуте (0,5- град/ч, в то время как у курсовых систем типа КС допускается 2 град/ч) [8].

Основные отличия курсовых систем типа ТКС-П и КС:

а) в системах типа ТКС-П переключение потребителей с одного гироагрегата на другой выполняется отдельно от переключения канала коррекции, в системах типа КС — одновременно;

б) независимо от положения переключателей при работе си­стемы типа ТКС-П. в режиме ГПК оба гироскопа работают в режи­ме ГПК, а в системах типа КС гироскопы работают один в режиме ГПК, другой — в режиме МК.

Рис.16.Блок-схема точной курсовой системы типа ТКС-П.

ДИСС - доплеровский измеритель скорости и сноса; УС - угол сноса; ЗПУ - заданный путевой угол; ЦНВ - цифровой навигационный вычислитель; САУ - система автоматического управления; ГВ - гировертикаль; АК - астрокомпас; ЗК-4 - задатчик курса; УШ-3 - указатель штурмана; Стр.ПУ - стрелка путевого угла; - крен ЛА; ГА-3-гироагрегат; з - угловая скорость вращения земли; - широта места; В18 - выключатели; КУШ-1 - контрольный указатель штурмана; РК - радиокомпас; АРК - автоматический радиокомпас; КУР - курсовой угол радиостанции; ИД-3 - индукционный датчик; Мy - магнитное склонение; КМ-5 - коррекционный механизм; Стр.ПУ - стрела путевого угла; Стр.1 - стрелка курса.

Заключение

При определении курса ЛА широкое применение нашло комплексное использование различных методов, т.е. на ЛА применяют одновременно несколько датчиков курса, работающих на один указатель и имеющих определённую взаимную связь между собой. Это позволяет избавиться от недостатков и ошибок, свойственных каждому методу при автономном применении.

Преимущества комплексного метода определения курса:

точность, надёжность, быстродействие.

Контрольные вопросы

1. Перечислите основные типы гироскопических приборов, используемых на борту ЛА.

2. Назовите погрешности гироскопических приборов и причины их возникновения.

3. Дайте определение пеленга радиостанции.

4. Расскажите принцип работы радиокомпаса.

5. Охарактеризуйте режимы работы курсовой системы.

6. Назовите погрешности курсовых систем и причины их возникновения.

7. В чём состоит комплексный метод определения курса.

8. Перечислите основные типы курсовых систем.

9. Назовите отличия курсовых систем типа ТКС-П и КС.