Дистанционный индукционный компас

Дистанционные магнитные компасы, применяемые сейчас, ча­ще всего имеют электрический индукционный элемент, который для уменьшения влияния посторонних магнитных полей устанавли­вается в таком месте летательного аппарата, где величина этих полей минимальна (например, в хвостовом оперении, в консоле крыл а).

В индукционном чувствительном элементе на двух параллель­ных пермалоевых стержнях (рис. 195) помещается по одной одина­ковой обмотке WI, которые соединены последовательно друг с дру­гом, причем магнитные потоки Ф| этих обмоток, создающиеся при подведении к ним переменного напряжения, направлены встречно. Поэтому их суммарный магнитный поток равен нулю и во вторич­ной обмотке W2 (она охватывает сразу оба стержня) э. д. с. не индуктируется.

Ток, протекающий в первичных обмотках, создает в сердечни­ках переменное поле частотой со, которое периодически насыщает сердечники. При этом магнитная проницаемость изменяется с двой­ной частотой 2ш. Таким образом, обмотки W1 и W2 служат для уп­равления магнитной проницаемостью сердечников.

Стержни помещаются в магнитном поле земли, имеющем на­пряженность Я3. Индукция В3 в сердечниках, обусловливаемая напряженностью Яэ, равна:

В3 = (х-Я з, (2.35)

где ц—магнитная проницаемость стержня.

Соответственно этой индукции в сердечниках возникает магнитный поток Ф3:

Ф3 = Яэ-5 = 5-рЯэ, (2.36)

где S — площадь сечения сердечника.

При этом магнитный поток Фэ, который пронизывает вторичную

и изменения магнитной прони­цаемости сердечников. Следова­тельно, в обмотке W2 будет ин­дуктироваться переменное на­пряжение ІІ2.

Частота напряжения Я2 также в 2 раза больше, чем частота •напряжения

Если вектор напряженности Яз образует с осью X стержней угол ij) (рис. 195), то величина U2зависит от составляющей Я3Х Xcos гр, направленной вдоль оси X.

Упрощенная схема дистанционного компаса с индукционным чувствительным элементом приведена на рис. 196.

Чувствительный элемент компаса состоит из трех одинаковых пар стержней, расположенных под углом 120° друг к другу на од­ном основании. Первичные обмотки соединены последовательно, а вторичные — звездой. Выход индукционного датчика ИД подклю­чается к обмотке статора сельсина-приемника СП. Распределение токов в фазах сельсина зависит от ориентации всего чувствитель­ного элемента относительно магнитного меридиана Земли, поэтому результирующий поток сельсина практически определя­ет направление магнитного меридиана Земли. В роторе сельсина индуктируется э. д. с., фаза и величина которой зависят от курса самолета.

Напряжение с обмотки ротора сельсина через усилитель подво­дится к электродвигателю ЭД, который вращает стрелку указате­ля компаса и одновременно ротор СП до остановки электродвига­теля. В этом положении стрелка указателя показывает курс са­молета.

Основными погрешностями магнитных компасов являются де­виации, поворотная погрешность, креповая погрешность.

Девиация (причины ее возникновения указывались ранее) устраняется по специальной методике в процессе эксплуа­тации.

Поворотная погрешность возникает из-за воздействия верти­кальной составляющей: Т sin0 магнитного поля Земли на чувст­вительный элемент, плоскость которого наклонена относительно плоскости горизонта при крене или тангаже летательного ап­парата.

Для уменьшения этой погрешности магнитный узел датчика компаса закрепляется в кардановом подвесе.

Креповая погрешность также появляется при наличии углов крена или тангажа самолета, если при этом основание чувстви­тельного элемента остается горизонтальным. Причиной ее являет­ся воздействие одной из составляющей магнитного поля железных масс самолета.

Для уменьшения креповой погрешности датчик компаса следу­ет располагать вдали от магнитных масс самолета.

Гирополукомпас обычно применяют для определения курса ле­тательного аппарата при неустановившихся режимах полета, ког­да магнитными компасами вследствие больших погрешностей их показаний пользоваться нельзя.

Гирополукомпас имеет гироузел с тремя степенями свободы. Ось ротора гироузла специальным корректирующим устройством постоянно удерживается в горизонтальной плоскости. Как указы­валось ранее, гироскопы из-за вращения Земли «уходят» в гори­зонтальной плоскости со скоростью a>r=w3sin(f. Корректирующее же устройство оказывает на гироскоп такое воздействие, что его углозая скорость процессии становится равной по величине и про­тивоположной по закону угловой скорости ухода шг. В том случае если ось гироскопа будет неподвижной относительно поверхности Земли и если ее направление известно в данный момент времени, то в полете можно пользоваться этой осью как магнитной стрелкой.

Например, пусть самолет перемещается (вместе с гирополуком — пасом) по дуге большого круга Земли (по ортодромии). Если при этом непрерывно корректировать скорость процессии гироскопа так, чтобы величина ее была равна (Or=«3Sinq)=toB, то ось гиро­скопа не будет изменять своего положения относительно дуги ор­тодромии. Следовательно, всякое отклонение самолета от линии ор­тодромии будет фиксироваться гирополукомпасом, т. е. он будет показывать так называемый «ортодромическнй курс» фмі, фмг, 4’мз (рис. 197).

Примером широко распространенного гирополукомпаса явля­ется ГПК 52, схема которого изображена на рис. Ї98. Ось враще­ния ротора гироскопа стабилизируется в горизонтальном положе­нии с помощью маятниковой коррекции, аналогичной коррекции авиагоризонтов. Жидкостный маятник ЖМ размещен на кожухе гироскопа, а электродвигатель горизонтальной коррекции ЭДГК — на оси внешней рамы.

При отклонении оси ротора гироскопа от горизонтальной пло­скости маятник ЖМ включает электродвигатель ЭДГК, который, создавая вращающий момент относительно оси внешней рамы, обеспечивает прецессию оси ротора к горизонтальному поло­жению.

Для ликвидации ухода оси ротора гироскопа в азимутальной плоскости (вследствие вращения Земли и раз­баланса гироузла) применяется электродви­гатель ЭДАК азимутальной коррекции. При подаче на электродвигатель ЭДАК с потен­циометров «широта» и «поправка» соответст­вующего напряжения электродвигатель на­кладывает корректирующий момент М, под действием которого гироскоп прецессирует вокруг оси внешней рамы со скоростью вра­щения, равной горизонтальной составляющей

скорости вращения Земли, шл sirup. Таким образом, уход шкалы гирополукомпаса в азимутальной плоскости будет отсутствовать.

С внешней рамой гироскопа через электродвигатель ЭДРШ свя­зана шкала ШК гирополукомпаса (при включенном ЭДРШ ось шкалы является продолжением оси внешней рамы). Отсчет курса производится по делению шкалы, установившемуся против индек­са «И» на корпусе ГПК. Изменение курса самолета вызывает пе­ремещение индекса «И» относительно неподвижной шкалы ШК.

Электродвигатель ЭДРШ, закрепленный на внешней раме, осу­ществляет первоначальную установку шкалы ШК на заданный курс. Напряжение на него подается через переключатель «разво­рот шкалы».

На осп шкалы располагаются также ротор сельсина датчика СД курса, обмотки статора которого закреплены на корпусе при­бора и электрически соединены с обмотками статора сельсина — приемника СП указателя. Э. д. с. пропорциональная углу отклоне­ния продольной оси самолета от первоначальной ортодромии, сни­мается с обмотки ротора СП, и после усиления в усилителе У подается на электродвигатель указателя. Последний вращает стрелку (или шкалу) прибора и ротор СП до тех гор, пока напря­жение на входе усилителя не станет равным нулю. В этом случае вращение стрелки (или шкалы) прекратится и она покажет курс самолета.

Гирополукомпас ГПК‘52 АП одновременно является и датчиком отклонения самолета от заданного курса. На оси внешней рамы размещена электромагнитная муфта ЭМ; диск Д муфты не каса­ется оси рамы. С диском Д жестко связана щетка потенциометра (потенциометр закреплен на корпусе ГПК).

При включении муфты диск Д, а следовательно, и щетка потен­циометра П соединяются с осью внешней рамы, поэтому в случае отклонения самолета от заданного курса с выхода потенциометра будет сниматься соответствующий сигнал.

При выключении муфты ЭМ диск Д отсоединяется от оси внеш­ней рамы и с помощью арретира А устанавливается гак, чтобы щетка находилась в центре потенциометра (на электрической нейт­рали).

Гирополукомпасы обладают сравнительно высокой точностью. Погрешность ухода оси ротора гироскопа у них не болер 0,5—І градіч. Однако они обладают рядом методических и инстру­ментальных погрешностей.

Инструментальные погрешности являются следствием несбалан­сированности гироузла, непостоянства кинетического момента ро­тора, наличия трений в подшипниках и т. п.

К методическим погрешностям относятся кардановая и вираж­ная погрешности. Кардановая погрешность возникает при наличии углов крена и тангажа (когда ось внешней рамы отклоняется от вертикали). Причина ее—геометрические особенности конструкции карданового подвеса. Для устранения данной погрешности необхо­димо дополнительное устройство, обеспечивающее вертикаль­ность оси внешней рамы. Это достигается установкой карданного подвеса на основание, стабилизированное в плоскости горизонта. Виражная погрешность возникает из-за работы (во время виража) горизонтального коррекционного устройства. Для уменьшения дан­ной погрешности эта коррекция при виражах выключается.