10.4. Курсовые приборы и системы

В зависимости от принципа, положенного в основу работы датчиков, курсовые приборы и системы подразделяются на магнитные, индукционные, астрономические и радиотехнические.

Магнитные компасы. Принцип действия магнитных компасов основан па свойстве свободно подвешенного магнита устанавливаться своей осью вдоль вектора результирующего магнитного поля Земли, т. е. вдоль магнитного меридиана. И тогда измеренный курс носит наименование магнитного (МК).

Однако на установленный в самолете компас помимо магнитного поля Земли оказывает воздействие собственное магнитное поле самолета, возникающее в связи с наличием ферромагнитных материалов в его конструкции и магнитных полей при работе установленного оборудования. Под воздействием этих полей ось магнитной стрелки устанавливается вдоль их результирующего вектора, который называется компасным меридианом.

После определения ИК пилот сравнивает его с заданным. В случае необходимости он маневром самолета устраняет разницу между ними, т. е. обеспечивает полет с расчетным истинным курсом.

Простейшим курсовым прибором является недистанционный магнитный компас типа КИ13 (смотреть статью под номером 10.13). Его чувствительным элементом служат смонтированные в картушке 4 два постоянных магнита 5. Опираясь на сферический подпятник 3 своим керном, картушка обеспечивает нормальную работу компаса при крепах самолета. Для демпфирования ее вертикальных колебаний при вибрации самолета колонка 7 снабжена пружиной, а часть внутреннего объема корпуса 2 заполнена лигроином. При изменении температуры лигроин перетекает в компенсационную камеру 7 или из неё и этим предотвращается изменение давления. Отсчет компасного курса производится по лимбу катушки относительно курсовой черты

Уменьшение магнитной девиации компаса достигается наличием девиационного прибора 8. Остаточная девиация учитывается но графикам, находящимся на рабочих местах летного состава.

Сравнительно большие погрешности в измерении курса, возникающие при выполнении самолетом эволюции, ограничили область применения недистанционных компасов. Они обычно используются лишь в качестве резервных в случае отказа основных курсовых приборов или систем. От указанных недостатков в значительной степени свободны дистанционные компасы.

Индукционные дистанционные компасы. Применяемые на современных самолетах дистанционные компасы чаще всего имеют электрические индукционные элементы, которые в виде датчика устанавливаются в тех местах, где собственное магнитное поле самолета минимально. Обычно для этого используется хвостовая часть фюзеляжа, крыло или стабилизатор.

Чувствительным элементом индукционного датчика служит магнитный зонд (смотреть статью под номером 10.14, а). Он представляет собой два соосных пермаллоевых сердечника, на каждый из которых намотаны намагничивающие обмотки wx, а на весь зонд — сигнальная обмотка w2.

При подключении намагничивающих обмоток к источнику переменного тока Ux изменяется магнитная проницаемость сердечников. Поскольку эти обмотки навиты встречно, возникающие магнитные потоки Ф1 противоположны и равны по абсолютной величине. Поэтому суммарный магнитный поток Ф2 в каждый момент времени равен нулю, и ЭДС в сигнальной обмотке отсутствует.

Однако в результате того, что зонд находится в магнитном поле Земли с напряженностью горизонтальной составляющей Н3, в сердечниках возникает магнитный поток, где — магнитная проницаемость и площадь сечения сердечников; хҐ — угол между вектором Н3 и осью зонда.

Под действием этого потока в сигнальной обмотке станет индуцироваться переменная ЭДС. Если ось зонда совпадает с магнитным меридианом, ее значение будет максимальным; если же ось перпендикулярна к меридиану—ЭДС равна нулю. Таким образом, представляется возможность измерения магнитного курса.

Для того чтобы исключить влияние величины Н3 на значение измеряемого курса при полетах в разных широтах, в индукционных датчиках типа ИД (смотреть статью под номером 10.14, б) используются три зонда. Они монтируются на пластмассовой платформе в виде равностороннего треугольника. Эта платформа подвешена на кардановом подвесе, который обеспечивает ее горизонтальное положение при кренах до 17°. Сигнальные обмотки соединены треугольником. Выводы с них подсоединены к клеммам штепсельного разъема.

Индукционные датчики чаще всего применяются не как самостоятельные курсовые приборы, а как элементы в системах коррекции современных курсовых систем типа ГМК, КС и др.

Астрономические компасы. Одной из разновидностей методов навигации самолетов является астрономическая навигация. С помощью астрономических компасов имеется возможность непосредственного измерения истинного и ортодромического курса в любых широтах. Работа этих компасов основана на визировании небесных светил и поэтому не зависит от наземного обеспечения или функционирования какихлибо вспомогательных бортовых систем. Однако визирование светил возможно в условиях их видимости и при отсутствии световых помех.

В авиационной астрономии принято изображать небесную сферу в виде сферы произвольного радиуса с центром в точке положения наблюдателя (смотреть статью под номером 10.15). Ее видимое вращение происходит вокруг оси Мира, имеющей северный Р и южный Р' полюсы. При этом большой круг небесной сферы, плоскость которого перпендикулярна к оси Мира, образует небесный экватор QBHQ'3„. Точка, находящаяся на небесной сфере по вертикали над наблюдателем, носит название зенита и обозначается буквой Z, а под ним — надира и обозначается буквой Z'. Плоскость, перпендикулярная к линии ZZ', при пересечении сферы образует истинный горизонт СИВИЮИ3И. Большой круг небесной сферы, проходящий через полюсы Мира, зенит и надир, называется небесным меридианом. Окружность на небесной сфере, плоскость которой проходит через отвесную линию ZZ' и светило М, называется вертикалом этого светила.

Для определения положения светила ЛТ на небесной сфере применяются две системы координат: экваториальная и горизонтальная.

В основу моделирования экваториальной системы положены небесные экватор и меридиан. Место светила в этой системе определяется его углом склонения б и часовым углом t. Поскольку вращение небесной сферы происходит вокруг оси Мира, склонение светила неизменно, а часовой угол изменяется равномерно с течением времени. Поэтому карты неба и авиационные астрономические ежегодники (ААЕ) составляются в экваториальной системе координат.

В горизонтальной системе координат основными кругами, относительно которых определяется место светила, являются небесные меридиан и истинный горизонт. Координатами места светила служат его высота h и азимут А. Основное достоинство горизонтальной системы заключается в простоте измерений угловых координат. Однако их величины непрерывно и неравномерно изменяются вследствие вращения небесной сферы.

Образующийся в результате пересечения небесного меридиана, вертикала светила и его часового круга сферический треугольник MPZ называется параллактическим. Проектируя его на плоскость истинного горизонта, можно определить истинный курс самолета (смотреть статью под номером 10.16)

ИК = А — КУ,

где КУ — курсовой угол светила, т. е. угол между продольной осью самолета и направлением ZXMX на светило.

Полуавтоматизированный процесс определения истинного курса осуществляется астрономическими компасами, которые в зави

смотреть статью под номером 10.16. Схема измерений, азимута и курсового угла самолета от принятой системы координат также подразделяются на экваториальные и горизонтальные.

На смотреть статью под номером 10.17 представлена электрокинематическая схема горизонтального компаса типа ДАКДБ, с помощью которого осуществляются эпизодическое определение истинного курса самолета по Солнцу в диапазоне широт от —90 до |90° и непрерывная выработка курса при полете по ортодромии в дневных условиях. При совместной работе с перископическим секстантом типа СП1 астрокомпас позволяет эпизодически измерять истинный курс визуальным пеленгованием Луны или планет и звезд. В его комплект входят: датчик курсовых углов, вычислитель, путевой корректор, блок усилителей и переходной блок.

Датчик курсовых углов (ДКУ) предназначен для автоматического измерения курсового угла Солнца и дистанционной передачи его значения в вычислитель.

Пеленгация светила и определение его курсового угла осуществляются следующим образом. При произвольном начальном положении пеленгаторной головки свет попадает на дифференциально включенные фотоэлементы ФС и неодинаково освещает их поверхности. Возникший электрический сигнал постоянного тока преобразуется вибратором В в сигнал переменного тока, который после усиления в усилителе У1 подается на управляющую обмотку двигателя Д1. Двигатель поворачивает пеленгаторную головку и ротор Р1 сельсинадатчика СД по кратчайшему пути до положения равномерного освещения обеих поверхностей фотоэлемента. Поскольку они электрически соединены встречно, то в момент окончания пеленгования результирующий ток становится равным нулю, и двигатель останавливается.

Значения курсового угла КУ преобразуются сельсиномдатчиком СД в пропорциональные им электрические сигналы. Эти сигналы с обмоток статора С1 подаются в вычислитель на обмотки ротора Р дифференциального сельсинадатчика ДС.

Вычислитель предназначен для выработки азимута светила с помощью счетнорешающего устройства — сферанта. В вычислитель вручную вводят текущие значения координат места самолета (широту ср и долготу X) и координат светила (склонение б и часовой угол ). Так как часовой угол светила зависит от гринвичского часового угла, изменение последнего в полете учитывается автоматически часовым механизмом ЧМ.

В результате этих действий палец склонения 4 устанавливается по отношению к часовой оси 2 так, что угол между ними становится равным 90° — б. Скоба широт 1 занимает положение, при котором угол между часовой и азимутальной Z осями равен 90° — ср. Таким образом осуществлено построение параллактического треугольника.

При этом дуга высот 3 и связанная с ней ось Z поворачиваются на величину азимута А. Одновременно с поворотом этой оси поворачивается и ротор Р сельсинадатчика ДС на такой же угол.

Поскольку ротор Р механически повернулся на угол азимута, а в его обмотки в это же время из ДКУ поступил электрический сигнал, пропорциональный курсовому углу, вектор результирующего магнитного поля оказывается повернутым относительно статора С на угол, равный алгебраической сумме угла азимута и курсового угла, т. е. на угол истинного курса.

Образующийся в статоре сигнал поступает на статор С2 сельсинаприемника СП. В его роторе Р2 индуцируется ток, напряжение и фаза которого соответствуют значениям истинного курса. После усиления этот ток подается на управляющую обмотку электродвигателя Д2. Он поворачивает ротор Р2 и щетки потенциометра П до положения согласования сельсинной системы СП, т. е. опять на угол истинного курса. Этот потенциометр служит для передачи информации на указатели и другие потребители истинного курса.

Как указывалось выше, астрокомпас позволяет определять истинный курс полета эпизодически, т. е. для данных значений координат места самолета и светила. Во время полета штурману необходимо периодически вводить поправки на изменение этих координат для получения информации о курсе.

Полет по ортодромии осуществляется выдерживанием по указателю неизменными значений начального путевого угла, отсчитываемого от опорного меридиана. Для этого астрокомпас имеет элементы креповой и путевой коррекции, которые вводят необходимые поправки в показания прибора.

Автоматические радиокомпасы типа АРК относятся к классу угломерных радиотехнических устройств. Они решают навигационные задачи с использованием приводных и широковещательных радиостанций.

Принцип действия радиокомпасов основан на свойствах рамочной антенны пеленговать работающую радиостанцию. Поясним этот принцип на примере работы одновитковой антенны (смотреть статью под номером 10.18,а).

Если плоскость рамки перпендикулярна направлению на принимаемую радиостанцию, то ЭДС, наводимые в обоих вертикальных элементах, одинаковы по фазе и амплитуде. Поскольку токи ix и i2 в элементах равны и противоположны по направлению, результирующее напряжение на входе приемника равно нулю, т. е. прием отсутствует. Если же рамка занимает произвольное положение, один из вертикальных элементов рамки оказывается ближе к радиостанции, и электромагнитные волны при этом наводят в каждом из элементов неодинаковые по амплитуде и фазе ЭДС. Равенство токов i± и i2 нарушается, и результирующее напряжение

смотреть статью под номером 10.19. Схема измерения курсовых углов радиостанций

на входе приемника становится отличным от нулевого — происходит прием. Очевидно, если плоскость рамки установлена в плоскости распространения радиоволн, различие между токами ij и i2 наибольшее, и наблюдается максимальный уровень приема.

Диаграмма направленности рамочной антенны в горизонтальной плоскости имеет вид восьмерки (смотреть статью под номером 10.18, б). Из диаграммы видно, что интенсивность приема сигналов такой антенной изменяется в зависимости от направления прихода радиоволн. Нетрудно заметить, что изза симметрии диаграммы возможна двойственность в определении КУР, отличающихся друг от друга на угол 180°. Для однозначного определения курсового угла радиостанции в АРК помимо рамочной антенны используется также ненаправленная антенна, диаграмма направленности которой представляет собой окружность. В результате взаимодействия принимаемых сигналов от этих двух антенн получается результирующая диаграмма направленности в виде кардиоиды.

В полярной системе координат зависимость амплитуды сигнала в такой комбинированной антенной системе от азимута описывается уравнением

ec = Em(l f sinG).

Однако использование такой диаграммы направленности для пеленгации радиостанции приводит к значительным ошибкам в определении азимута, так как ее минимум и максимум выражены весьма нечетко. Поэтому в радиокомпасах предусматривается специальное устройство, которое периодически изменяет фазу наводимой в рамочной антенне ЭДС на 180°. Это приводит к тому, что периодически изменяет свое положение на 180° и кардиоида, четко определяя направление минимума приема сигналов.

Измеряя азимут 0, получивший наименование курсового угла радиостанции (КУР), можно решать ряд навигационных задач. Так, если выдерживать по указателю КУР, равным 0 или 180°, полет самолета будет происходить по прямой на радиостанцию или от нее. А измеряя КУР для радиостанции Рд и РБ и зная истинный курс самолета ИК, штурман может после вычисления истинных пеленгов самолета ИПС относительно этих радиостанций построить на карте линии положения АГ и БГ. Их взаимное пересечение в точке Г укажет местоположение самолета в данный момент (смотреть статью под номером 10.19).

Поскольку векторы магнитных потоков взаимно перпендикулярны, направление их результирующего вектора определится

Находящиеся в эксплуатации автоматические радиокомпасы имеют поворотные и неподвижные рамочные антенные системы. Использование неподвижных систем позволяет исключить сложный механизм вращения рамочной антенны и тем самым повысить надежность, снизить массу и облегчить эксплуатацию комплекта радиокомпаса. В этих радиокомпасах направленный прием сигналов радиостанций выполняет направленная антенна и бесконтактный индукционный преобразователь сигналов, получивший наименование гониометра (смотреть статью под номером 10.20).

Направленная антенна конструктивно оформлена в виде моноблока, на ферритовом сердечнике которого смонтированы две статорные обмотки. Плоскость одной из них, например обмотки 2, совпадает с продольной плоскостью самолета, плоскость второй — перпендикулярна ей. Электрическая связь этих рамочных антенн с входом приемного устройства осуществляется с помощью гониометра.

Он выполнен в виде двух одинаковых неподвижных взаимно перпендикулярных полевых катушек 3 и 4, соединенных со статорными обмотками направленной антенны, и подвижной (роторной или искательной) катушки, которая подключена ко входу приемника.

В общем случае направление на радиостанцию составляет с продольной осью самолета курсовой угол КУР8. При этом В обмотках 1 и 2 наводятся ЭДС

е1 = Ет sin 6; e2 = Ј'mcos0,

а в полевых катушках гониометра возникнут магнитные поля, напряженности магнитных потоков в которых

#1 = #msine; Н3 = Нт cos 6.

Таким образом, внутри гониометра образуется магнитное поле, результирующий вектор Нт которого направлен на радиостанцию. В результате наводимая в роторной катушке ЭДС пропорциональна углу рассогласования между положением плоскости ее витков и направлением на радиостанцию. Поворачивая ее в положение, при котором наводимая ЭДС станет равной нулю, имеется возможность с помощью следящей системы измерять по индикатору курсовой угол радиостанции. Следовательно, по характеристике направленности неподвижная рамочная антенна с гониометром эквивалентна обычной вращающейся антенне.

Упрощенная функциональная схема радиокомпаса типа АРК15 с неподвижной рамочной антенной показана на смотреть статью под номером 10.21. Временные диаграммы напряжений в элементах следящей системы представлены на смотреть статью под номером 10.22.

Сигналы радиостанции принимаются рамочной антенной и через гониометр поступают на УВЧ для предварительного усиления. При отклонении искательной катушки в ту или иную сторону от направления на радиостанцию в ней индуктируется ЭДС, фаза которой является функцией стороны отклонения, а амплитуда определяется величиной угла отклонения (смотреть статью под номером 10.22, а). Сигнал усиливается в УВЧ примерно до величины сигнала ненаправленной антенны (смотреть статью под номером 10.22, г) и поступает на коммутатор фазы. Коммутатор фазы периодически с частотой звукового генератора 135 Гц (смотреть статью под номером 10.22, б) изменяет фазы напряжения сигнала рамочной антенны на 180° (смотреть статью под номером 10.22, в). Напряжения, поступающие от гониометра и ненаправленной антенны, на входе приемника либо складываются, либо вычитаются в зависимости от соотношения их фаз (смотреть статью под номером 10.22, д). Поэтому в приемнике создается суммарный сигнал с периодически изменяющейся амплитудой. Глубина модуляции этого амплитудномодулированного сигнала тем большая, чем больше отклонение роторной катушки от положения пеленга, а фаза огибающей зависит от стороны отклонения.

С выхода приемника выделенное напряжение частоты 135 Гц (смотреть статью под номером 10.22, е) поступает на фазосдвигающую цепь. В ней происходит изменение фазы напряжения на 90°, и сигнал после усиления подается на двухфазный двигатель гониометра. На одну из его управляющих обмоток поступает напряжение с частотой 135 Гц непосредственно от звукового генератора (смотреть статью под номером 10.22, г), а на другую управляющую обмотку —¦ с выхода приемника. Сдвиг по фазе на 90° этого напряжения производится для работы двухфазного двигателя (смотреть статью под номером 10.22, ж). Направление вращения двигателя определяется фазой напряжения с выхода приемника, т. е. при изменении стороны отклонения роторной катушки от положения нулевого приема изменяется направление вращения. Двигатель поворачивает катушку до положения, при котором в ней будет наводиться минимальная ЭДС. В этом положении напряжение с частотой 135 Гц на выходе приемника отсутствует, и двигатель остановится.

Курсовой угол пеленгуемой радиостанции визуально индуцируется по стрелке индикатора курса, которая посредством бесконтактного синуснокосинусного трансформатора БСКТ связана с положением роторной катушки гониометра.

Напряжения, наводимые в статорных обмотках БСКТ, передаются во внешнюю цепь через компенсатор радиодевиации и используются как источники информации о величинах КУР для работы ЭВМ навигационного комплекса самолета с точностью их определения ±2°.

Для обеспечения плавного подхода роторной катушки к положению пеленга и исключения ее колебаний относительно этого положения в усилитель мощности подается напряжение отрицательной обратной связи (ООС), пропорциональное частоте вращения двигателя.

Приемник АРК выполнен по супергетеродинной схеме с однократным преобразованием частоты. Помимо выхода для управления двигателем он имеет также телефонный канал, посредством которого можно прослушивать сигналы пеленгуемых радиостанций. При использовании только ненаправленной антенны АРК работает как обычный приемник и принимает сигналы любых радиостанций в рабочем диапазоне волн от 150 до 1799,5 кГц.