Мои Конспекты
Главная | Обратная связь


Автомобили
Астрономия
Биология
География
Дом и сад
Другие языки
Другое
Информатика
История
Культура
Литература
Логика
Математика
Медицина
Металлургия
Механика
Образование
Охрана труда
Педагогика
Политика
Право
Психология
Религия
Риторика
Социология
Спорт
Строительство
Технология
Туризм
Физика
Философия
Финансы
Химия
Черчение
Экология
Экономика
Электроника

Техничевкие данные



Курсовая система

«Гребень–1»


ТЕХНИЧЕСКОЕ ОПИСАНИЕ

Назначение

Курсовая система «Гребень-1» предназначена для определения курса самолета (вертолета) и обеспечения сигналами индикаторов курса летчика и штурмана и всех самолетных (вертолетных) устройств, решающих задачи навигации и пилотирования. Система является централизованным самолетным (вертолетным) устройством, объединяющим гироскопические, магнитные и астрономические средства определения курса.

В процессе работу система получает электрические сигналы от самолетных (вертолетных) датчиков:

- угловой скорости разворота;

- истинного или ортодромического курса, определяемого дистанционным астрокомпасом или звездно-солнечным ориентиром;

- синуса широты места;

- угла крена;

- путевой скорости.

Условия эксплуатации

Диапазон температур окружающего воздуха:

- для индукционного датчика ИД-6 серии 1

при длительной эксплуатации от -60 дo +150°C

кратковременно, не более 10 мин +200 С

- для гироагрегата ГА-8

при длительной эксплуатации от -60 до +50°С

кратковременно, не более 10 мин +60°С

для остальных блоков от -60 до +60°С

Относительная влажность окружающего воздуха при температуре до +40°до 98%

Высотность при скорости полета до 2500 км/ч до 35000 м

Блоки системы вибропрочны в диапазонах частот и виброускорений, характеристики которых указаны на каждый блок в разделе 6.

Блоки системы устойчивы к воздействию пыли, инея и росы

Комплектация

В состав системы входят:

- индукционный датчик ИД-6 серии 1;

- коррекционный механизм КМ-2 серии 1;

- гироагрегат ГА-8;

- пульт управления ПУ-38;

- блок усилителей БУ-12 серии 2;

- рама амортизационная РА-6 серии 2.

Техничевкие данные

Погрешность системы в режиме ГПК в нормальных кинематических условиях и при температуре до –60оС и не превышает +2 градус/ч.

Погрешность в определении магнитного курса на широтах до +80°С и прямолинейно горизонтальном полете не превышает +0,7° .

Погрешность системы в режиме ЗК не должна превышать +15°.

Дополнительная погрешность в режиме ГПК на каждую минуту действия линейных или виражных ускорений, а также при наборе высоты или снижении не более 0,1°.

Количество внешних потребителей курса, эквивалентных СКТ-265П, – не более 6.

Время готовности к работе не более:

- в режиме коррекции (МК, АК, ЗК,)……………………………………………… 3 мин

- в режиме ГПК……………………………………………………………………... 5 мин

- в режиме ГПК при температуре -60°С……………………………….…….…... 10 мин

Напряжение и частота тока источников питания:

- для цепей трехфазного переменного тока

напряжение ……………………………………………………………….….….. В

частота………………………………………………………………….………..400+8 Гц

- для цепей постоянного тока

напряжение…………………………………………………………………..…..-27+2,7 В

Скорость согласования:

- нормальная скорость в режимах МК, АК, ЗК……………………… от 2 до 4 град/мин

- большая скорость в режимах МК, АК, ЗК…………….…….……… не менее 10 град/с

Потребляемые токи (от источника питания постоянного тока при номинальном значении):

- без обогрева гироагрегата ……………………………..…………………….……….. 1 А

- с обогревом гироагрегата ………………………………………………….……..…... 6 А

Переменный ток, потребляемый системой в установившемся режиме в каждой фазе 1 А

Масса не более………………………………………………………………………… 12,3 кг

ПРИНЦИП РАБОТЫ

Общие сведенья

Структурная схема системы приведена на рисунке 1.

В системе используется принцип совместной работы гироскопа направления с каким-либо датчиком курса (корректором). Этот принцип заключается в том, что такой датчик (корректор) определяет курс самолета (вертолета) относительного магнитного или истинного меридиана и выдает его для коррекции сигналов курса, снимающего гироскопа.

Режимы работы

В зависимости от решаемых задач и условий полета система может работать в одном из следующие режимов:

- гирополукомпаса (ГПК);

- магнитной коррекции (МK);

- астрокоррекции (АК);

- начальной выставки иди задатчика курса (ЗК).

Кроме указанных режимов система имеет вспомогательные режимы работы:

- быстрого согласования;

- контроля.

Режим гирополукомпасаявляется основным режимом работы системы и предназначен для начального согласования перед взлетом сигналов курса по магнитному курсу от магнитного корректора, или по истинному курсу от астрокорректора, или от задатчика курса при известном стояночном курсе самолета (вертолета).

Примечание. Гирополукомпасом называется авиационный гироскопический прибор, реагирующий на отклонение самолета (вертолета) от выбранного направления полета. Принцип действии гирополукомпаса основан на свойстве свободного гироскопа сохранять положение оси собственного вращении неизменным относительно мирового пространства.

В гироскопе, предназначенном для определения отклонений от выбранного направления, ось вращения ротора (главная, ось) должна быть расположена горизонтально (рис. 2).

Удержание главной оси Z в горизонтальном положения осуществляется с помощью жидкостного маятникового корректирующего устройства горизонтальной коррекции.

На географических полюсах Земли свободный гироскоп с горизонтальной осью собственного вращения уходит по курсу с угловой скоростью, равной угловой скорости вращения 3емли:

На любой другой широте угловая скорость «ухода» оси гироскопа в горизонтальной плоскости равна вертикальной составляющей вектора угловой скорости вращения Земли на данной широте (рис. 3)

где – угловая скорость ухода на данной широте,

– угловая скорость вращения Земли, равная 15 град/ч,

– широта места.

Всеверном полушарии главная ось гироскопа «уходит» по направлению вращения часовой стрелки, а в южном полушарии – против направления вращения часовой стрелки.

Компенсация «ухода» гироскопа, вызываемого суточным вращением Земли осуществляется при помощи широтного компенсатора. Схема формирования сигнала широтной коррекции приведена на рис. 4.

 

Рис.1 Курсовая система «Гребень-1»

схема электрическая структурная

 

Рис.2 Курсовой гироскоп

Z–главная ось гироскопа; Х,У–оси прецесии

Рис.3 Влияние широты места на кажущийся уход гироскопа.

ωз–угловая скорость вращения земли; ωверт–вертикальная составляющая угловой скорости вращения земли; ωгор–горизонтальная составляющая угловой скорости вращения Земли; φ–широта места

Широтний компенсатор соетоит из мостового задатчика сигналов широти места, усилителя и азимуттального датчика моментов.

При подача на вход усилителя напряжения, пропорционольного задаваемой широте φ, с выхода усилителя снимается сигнал на обмотку статора датчика моментов. По обмотке статора датчика монентов протекает ток, пропорциональный широте φ.

В результате взаимодействия магнитного поля, создаваемого током в обмотке статора датчика моментов, с постоянным магнитом ротора, расположенным на горизонтальной оси гироскопа, создается момент, вызывающий прецессию главной оси гироскопа в нужном направлении и с необходимй скоростью в зависимости от широты места.

Эта прецессия гироскопа компенсирует “кажущийся уход” гироскопа, вызываемый суточным вращением Земли.

Стабилизация момента, развиваемого датчиком моментов, в рабочем диапазоне температуры обеспечивается наличием иапряжения обратной связи, поступаемого на вход усилителя с проволочного резистора, вьполненного из материала с малым температурным коефициентом сопротивления.

Для формирования выдачи напряжения, пропорционального широте места, служит мостовой задатчик сиглалов, расположенный в пульте управленая системи. Одна из диагоналей мостового задатчика сигналов питается от специального стабилизатора напряжения пульта управления; вторая диагональ одним концом соединена с входом усилителя, а другим – с резистором обратной связи и обмоткой статора датчика моментов.

Мостовой задатчик сигналов содержит два переменных резистора R2 и RЗ.Резистор R2 является широтним потенциометром, а резистор RЗ – балансировочным потенциометром.

Широтний потенциометр служит для подачи напряжения на вход усилителя в зависимости от широты места.

Балансировочный потенциометр предназначен для компенсации “уходов” гироскопа из-за его разбалансов в процессе работы. Компенсация уходов гироскопа осуществляется подачей дополнительного сигнала в виде напряжения на вход усилителя.

Сигнал курса, снимаемый с гироагрегата, выдается потребителям с синусно-косинусного трансформатора типа СКТ-265Д-(СКТ), ротор которого закреплен на вертикальной оси гироскопа. Под действием момента широтной коррекции вертикальная ось гироскопа с роторомСКТ будет поворачиваться в сторону, противоположную “кажущемуся уходу”,тем самым сохраняя неизменным положение главной оси гироскопа отнсительно координат связаных с Землей.

Режим магнитной коррекции применяется для согласования сигналовкурса, выдаваемых гирополукомпасом, с показаниями датчика магнитного курса.

Магнитный курс снимаетея с чувствительного элемента индукционного датчика, сигнальные обмотки которого связаны со статорными обмотками СКТ-приемника канала ИД коррекционного механизма.

Напряжение снимаемое с обмоток ротора СКТ-приемника канала ИД коррекционного механизма подаетея на вход усилителя и далее на обмотку управления электродвигателя, через редуктор приводит ротор СКТ-приемника в положение, соответсвующее нулевой ЭДС на входе усилителя.

Таким образом, любому повороту индукционного датчика на какой-либо угол в горизонтальной плоскости относительно вектора горизонтальной составляющей магнитного поля Земли, т.е. углу разворота самолета (вертолета), будет соответствовать поворот на такой же угол ротора СКТ-приемника канала ИД коррекционного механизма.

На одну ось с ротором СКТ-приємника канала ИД коррекционного механизма посажен роторы СКТ-приемника первого и второго каналов коррекционного механизма.

Статор СКТ-приемника первого канава связан трехпроводной связью со статором СКТ-датчика гироагрегата.

Сигнал рассогласования, снимаемий в виде напряжения со статоров СКТ-датчика гироагрета и СКТ-приемника первого канала коррекционного механизма, поступает на вход усилителя гиромагнитного курса а далее на датчик моментов, расположенний на горизонтальой оси гироскопа. Датчик создает на горизонтальний оси момент, вызьівающий прецессию гироскопа относительно измерительной (вертикальной) оси. Прецессия гироскопа продолжается до тех пор, пока не наступит согласованное положение СКТ-приемника, коррекционного механизиа и СКТ-датчика гироагрегата. При связи индукционний датчик – коррекционный механизм – гироагрегат с измерительной оси гироскопа снимается гироскопический курс, непрерывно корректируемый магнитным курсом, т.е. гиромагнитный курс.

Режим астрокоррекции принципиально аналогичен режиму магнитной корррекции с той лишь разницей, что курс самолета (вертолета) определяется с помощью астрономических компасов.

Роль СКТ-приемника канала ИД коррекционного механизма в данном случае выполняет СКТ-приемник, связаный с измерительной осью астрокомпаса.

Режим начальной выставки или задатчика курса так же и астрокоррекции принципиально аналогичен режиму магнитной коррекции.

В режиме задатчикака курса положение СКТ-датчика гироагрегата приводится в согласованое положение с СКТ-приемником задатчика курса коррекционного механизма.

Необходимое значение курса, по которому должен быть согласован гироагрегат, устанавливается с помощью задатчика курса коррекционного механизма летчиком, который получает информацию о вводимом курсе от устройств начальной выставки.

Быстрое согласование гироагрегата необходимо для сокращения коррекции в заданом режиме. Оно происходит при нажатой кнопки СОГЛАС. на пульте управления. Время быстрого согласования в режимах МК, ЗК, АК не превишает 18с при максимальном рассогласовании следящих систем.

Контроль работы системы осуществляется в режиме МК, при этом обеспечивается быстрота и еффективная проверка работоспособности системы как перед полетом, так и во время полета. При контроле производися комплексная проверка работоспособности следящих систем: чувствительний элемент индукциоиного датчика – СКТ-приемник канала ИД коррекционного механизма – СКТ-приемник первого ивторого каналов коррекционного механизма - СКТ-датчик гироагрегата - СКТ-приемники потребителей курса.

Режим контроля включается нажатием кнопки, расположенной на лицевой панели коррекционного механизма, при этом происходит подключение в определенном сочетании сигнальных обмоток индукционного датчика к источннку напряжения постоянного тока. В обмотках индукциочного датчика наводятся електромагнитные поля, сумарный вектор которых имеет определеиное положение относительно продольной оси индукционного датчика –“фиктивный” курс 315+10°. Напряженность наведенного магнитного поля во много раз больше напряженности магнитного поля Земли, и поэтому “фиктивный” угол практически не зависит от положения индукционного датчика в азимуте.