Авиация и самолёты
   
поиск по сайту

10.5. Измерители угловых параметров движения самолета

Угловое положение самолета относительно плоскости горизонта характеризуется углами крена у и тангажа в1, а в плоскости горизонта — углом рыскания гр. Изменения этого положения оцениваются угловыми скоростями и ускорениями, которые являются первой и второй производной угловых координат по времени.

Для измерения угловых положений, скоростей и ускорений используются гироскопические приборы и датчики. Они позволяют визуально определять величины интересующих летный состав параметров, а также вводить эти данные в виде электрических сигналов в автоматические или полуавтоматические системы управления и навигации.

Прежде чем описывать устройства измерителей, познакомимся в общих чертах с основами теории гироскопов.

Гироскоп представляет собой быстровращающееся твердое тело (ротор), имеющее одну неподвижную точку и две или три степени свободы в пространстве.

На смотреть статью под номером 10.23 показано схематическое устройство гироскопа с тремя степенями свободы. Ось ОХ, относительно которой совершается вращение ротора 3, называется главной осью гироскопа. Для создания степеней свободы относительно осей OY и OZ ротор устанавливается в рамках карданова подвеса. Его оси внешней 1 и внутренней 2 рамок подвеса взаимно перпендикулярны и и пересекаются с главной осью гироскопа в центре подвеса — в точке О, которая неподвижна в пространстве.

В практике приборостроения наиболее широкое применение нашли астатические гироскопы, у которых центр подвеса совпадает с центром масс ротора. У статических гироскопов эти точки не совпадают. Для анализа поведения астатического гироскопа воспользуемся правой системой. В ней принято, что векторы угловой скорости движения элементов гироскопа и моментов сил направлены на наблюдателя в том случае, если их движение происходит против часовой стрелки.

 

Анализ уравнений (10.1) и (10.2) показывает, что для повышения устойчивости гироскопа необходимо создавать высокооборотные гироскопы с большим полярным моментом инерции ротора. Для этого в практике конструирования гироскопических приборов в качестве роторов используются якори электродвигателей, получившие наименование гиромоторов.

Нетрудно заметить, что при прекращении действия внешних моментов прецессия свободного гироскопа также прекращается, т. е. гироскопы безынерционны. Реальный гироскоп отличается от свободного тем, что на него неизбежно оказывают воздействие внешние моменты в виде моментов трения в опорах подвеса, несбалансированность ротора и другие явления.

Свободный гироскоп сохраняет положение своей главной оси в пространстве неизменным относительно неподвижных звезд. Однако находящемуся на Земле и перемещаемуся вместе с ней наблюдателю кажется, что ось ротора со временем поворачивается относительно первоначального положения (смотреть статью под номером 10.24). Это вызывается тем, что главная ось гироскопа, сохраняя неизменным направление в мировом пространстве, меняет свое положение по отношению к земной поверхности вследствие суточного вращения Земли и перемещения самолета во время полета. Наблюдаемое движение главной оси гироскопа называется «кажущимся» движением гироскопа. Следовательно, свободный гироскоп может быть использован как указатель выбранного направления полета и вертикали места только при непродолжитлеьных полетах. При длительных полетах необходимо периодически или непрерывно корректировать положение его главной оси с учетом скорости вращения Земли, путевой скорости и высоты полета самолета.

Трехстепенные гироскопы используются в авиационных гироприборах для измерения углового положения самолета (в авиа. горизонтах, гировертикалях и гирополукомпасах).

Двухстепенные гироскопы лишены одной из рамок подвески и используются для измерения угловой скорости, в результате чего получили наименование скоростных гироскопов. Они широко применяются в конструкциях указателей поворота, выключателей коррекции, интегрирующих устройствах и инерциальных системах навигации.

Рассмотрим практическое применение гироскопов в авиационных пилотажнонавигационных приборах и системах.

 

Направление прецессии таково, что при своем движении под действием внешних моментов вектор Q угловой скорости ротора стремится совместиться с вектором внешнего момента по кратчайшему пути.

В общем корпусе прибора смонтирован указатель поворота и индикатор скольжения. Его внешний вид представлен на смотреть статью под номером 10.25, а.

Чувствительным элементом указателя поворота (смотреть статью под номером 10.25, б) служит скоростной гироскоп с горизонтальной главной осью, параллельной поперечной оси самолета. Ротор  гироскопа заключен в рамку 2, связанную с корпусом прибора двумя пружинами 3. С рамкой кинематически связана стрелка 4.

Если самолет совершает прямолинейный горизонтальный полет, стрелка занимает нейтральное положение относительно шкалы 5. При кренах самолета рамка гироскопа поворачивается вместе с корпусом прибора и не вызывает отклонения стрелки.

При повороте самолета, например, влево с угловой скоростью сопов, подшипники корпуса воздействуют на полуоси стабилизированной рамки с силой F. Эти силы создают момент MY, который является внешним для гироскопа. Под его воздействием происходит прецессия гироскопа вокруг оси ОХ с угловой скоростью сопр. Поворот рамки с помощью кривошипного механизма передается на стрелку. Она отклоняется и указывает по шкале прибора направление поворота самолета. Прецессионное движение гироскопа продолжается до тех пор, пока гироскопический момент не уравновесится моментом от натяжения пружины. С окончанием разворота гироскопический момент исчезает, и пружины возвращают стрелку в исходное положение.

Поскольку угол поворота стрелки зависит от угловой скорости разворота, оцифровкой шкалы прибора можно пользоваться только при определенной скорости полета, которая указывается на шкале,

Гироскоп очень чувствителен к поворотам самолета относительно вертикальной оси. Даже при незначительном его рыскании по курсу возникают колебания стрелки, что затрудняет пилотирование. Для их уменьшения в приборе предусмотрено демпфирующее устройство. Оно состоит из цилиндра 7 и поршня 6, шток которого кинематически связан с рамкой. При быстром перемещении рамки и поршня под действием какоголибо возмущающего фактора в объеме цилиндра под поршнем создается повышенное давление воздуха. Так как воздух за это время не успевает выйти через капиллярное отверстие в донышке цилиндра, его перемещение замедляется. В результате этого стрелка отклоняется более плавно и обеспечивает четкое указание направления разворота.

Для контроля правильности выполнения виража применяется указатель скольжения. Его принцип действия основан на использовании свойства физического маятника устанавливаться в направлении результирующего вектора действующих на него сил.

Указатель скольжения (смотреть статью под номером 10.26, а) представляет собой изогнутую стеклянную трубку . В ее внутренней полости помещен шарик 3 из черного стекла. Для демпфирования его движения объем трубки заполнен незамерзающей прозрачной жидкостью — толуолом. Компенсация изменения объема толуола при изменении температуры достигается неполным заполнением камеры 2 жидкостью.

 

Под действием этих двух сил шарик устанавливается вдоль равнодействующей R. В том случае, если вираж выполняется правильно, т. е. без скольжения, равнодействующая находится в плоскости симметрии самолета, и шарик займет среднее положение между рисками, указывая так называемую «кажущуюся» вертикаль. Если же вираж выполняется со скоростью, превышающей расчетную для данного радиуса, центробежная сила превысит расчетную, и самолет будет иметь внешнее скольжение. При выполнении виража с меньшей, чем расчетная, скоростью, самолет летит с внутренним скольжением. При возникновении внешнего или внутреннего скольжения шарик перемещается вдоль трубки и показывает направление скольжения.

Одновременное использование показаний указателя поворота и указателя скольжения в процессе пилотирования позволяет поддерживать прямолинейный горизонтальный полет и выполнять координированные развороты.

Центральные гировертикали предназначены для определения углов отклонения осей самолета от истинной вертикали места. Они служат датчиками углов крена и тангажа, которые выдаются в бортовые системы в виде пропорциональных им электрических сигналов.

На смотреть статью под номером 10.27, а изображена электрокинематическая схема центральной гировертикали типа ЦГВ.

В подшипниках корпуса 2 закреплена внешняя рамка 5 карданова подвеса. Внутренней рамкой служит цилиндрическая платформа 7. Ее ось Y стабилизируется по вертикали двумя гироскопами 8 и 14, роторы которых вращаются в противоположных направлениях. Этим компенсируются моменты трения в их осях. С помощью полуосей платформа смонтирована внутри внешней рамки 5, которая, в свою очередь, крепится к корпусу 2 с помощью полуосей. На самолете ЦГВ устанавливается вблизи центра масс таким образом, чтобы ее ось X совпадала с направлением продольной оси самолета.

Поскольку на измерительных осях гировертикали устанавливаются несколько потенциометров или сельсинов, с которых снимаются электрические сигналы, пропорциональные углам крена и тангажа, оси рамок нагружаются моментами от этих датчиков. Это снижает точность измерения. Для компенсации влияния возникших моментов в гировертикали применена система силовой стабилизации, обеспечивающая разгрузку измерительных осей.

Она состоит из потенциометрических датчиков разгрузки 6 и 13, намотанных на кожухи гироскопов, и электродвигателей 10 и 4. Электродвигатель 4 установлен на платформе 7 и через редуктор связан с внешней рамкой 5; электродвигатель 10 закреплен на этой рамке и через редуктор связан с корпусом 2.

Работа силовой стабилизации происходит следующим образом. Допустим, относительно оси X внешней рамки действует внешний момент МВХ. С его появлением гироскоп 8 прецессирует относительно оси Y. Снимаемый с потенциометра 6 сигнал рассогласования поступает на электродвигатель 10, который, создавая крутящий момент на полуоси внешней рамки, уравновесит внешний момент М„Х. В результате прецессия гироскопа прекращается, а затем под действием разгрузочного двигателя гироскоп возвратится в исходное положение. Аналогично компенсируется внешний момент MQY следящей системой потенциометра 13 и электродвигателя 4.

Стабилизация оси Y платформы в вертикальной плоскости и компенсация кажущегося ухода ЦГВ обеспечивается системой вертикальной коррекции, состоящей из жидкостного маятникового корректора 17 и двигателей 3 и 11.

Корректор укреплен на днище платформы гироскопов и конструктивно выполнен в виде медного сосуда 17 (смотреть статью под номером 10.27, б). Его внутренний объем не полностью заполнен токопроводящей жидкостью с небольшим удельным электрическим сопротивлением. На крышке корректора смонтированы четыре взаимно изолированных электрода. Пятый, центральный электрод, соединен с источником питания.

Если ось Z платформы строго вертикальна и отсутствуют боковые ускорения, каждый электрод имеет одинаковую поверхность соприкосновения с жидкостью, и воздушный пузырек находится посередине. Следовательно, электрические цепи двигателей 3 к 11 обесточены.

При уходе главной оси ЦГВ от вертикали, например, в сторону кабрирования, электроды 18 и 19 неравномерно перекрываются токопроводящей жидкостью. Так, электрод 18 контактирует с ней по большей, а электрод 17 — по меньшей площади или даже полностью изолирован воздушным пузырьком.

 

В результате с их контактов на электродвигатель 3 поступит электрический сигнал управления, который создает вращающий момент на гироскоп 14 относительно оси Хх. Под его воздействием платформа прецессирует относительно оси Y по направлению к вертикальному положению. После того, когда она займет вертикальное положение, ее коррекция прекращается.

Поперечная коррекция осуществляется аналогичным образом электродвигателем 11 и электродами 19, 20 и центральным.

Для быстрой выставки оси платформы в вертикальное положение при запуске гироскопов служат механические маятники  и 15, цепи которых замкнуты через контакторы биметаллических реле и кнопки арретирования.

Если платформа «завалена» на угол более 2°, маятники 1 и 15 замыкают свои контакты и при нажатой кнопке арретирования подают полное напряжение на разгрузочные электродвигатели 10 и 4, которые устанавливают платформу 7 вертикально с точностью до 2°. После этого маятники 1 и 15 размыкают свои контакты. Дальнейшее восстановление положения платформы с точностью до 0,25° обеспечивается системой вертикальной коррекции.

Значения углов крена и тангажа в виде пропорциональных им электрических сигналов снимаются с потенциометров 9 и 12, а затем подаются различным потребителям с погрешностью не более ±15 угловых минут.

Авиагоризонты предназначены для определения положения самолета в пространстве относительно истинного горизонта, т. е. для измерения углов крена и тангажа.

На современных самолетах нашли широкое применение дистанционные авиагоризонты типа АГД (смотреть статью под номером 10.28).

Комплект авиагоризонта состоит из гиродатчика и одного или двух указателей.

Гиродатчик устанавливается в районе центра масс самолета и служит для выдачи с сельсиновдатчиков электрических сигналов, пропорциональных углам крена и тангажа, на указатели или другие самолетные потребители. Его чувствительным элементом служит электрический гироскоп с тремя степенями свободы, у которого главная ось расположена вертикально. Системы силовой стабилизации и вертикальной коррекции аналогичны подобным системам в ЦГВ и позволяют с достаточно высокой точностью контролировать углы крена самолета до 360° и углы тангажа в пределах ±80°. Для сокращения времени готовности комплекта к работе в гиродатчике предусмотрен электромеханический арретир, который, срабатывая, выставляет главную ось гироскопа в вертикальное положение.

Указатель конструктивно состоит из двух приборов: собственно указателя авиагоризонта и указателя скольжения 7. Следящие системы каналов тангажа и крена выполнены на сельсинах.

Углы крена отсчитываются на шкале 8 по положению консоли крыла силуэта самолета 10. Угол тангажа определяется по полусферической шкале 6 относительно нулевого индекса 3, имеющегося на силуэте самолета.

На лицевой панели корпуса указателя размещены кремальера 9 центровки тангажа, кнопка арретирования 4 и лампа 5 сигнализации отсутствия питания и арретирования. Кремальерой 9 механизм центровки шкалы тангажа перемещает эту шкалу относительно центра силуэта самолета в пределах ±12°, тем самым совмещая его с линией искусственного горизонта шкалы. Индекс 1 центровки шкалы механически связан с кремальерой.

На самолетах с экипажем в составе двух пилотов устанавливается два комплекта авиагоризонта. Их гиродатчики объединяются системой сравнения сигналов по крену и тангажу. Работоспособность обоих авиагоризонтов контролируется сравнением величин выходных сигналов с сельсиновдатчиков, находящихся в гиродатчиках. Если разность сигналов превышает 7°, блок сравнения вырабатывает сигнал, который обеспечивает срабатывание исполнительного реле. При этом автоматически отключается автопилот и одновременно загораются световые табло «Отказ АГД» и «Отключение АП», а также включается звуковая сигнализация.

Гирополукомпасы. При полетах в районах высоких широт магнитное склонение и наклонение настолько велики, что использование магнитного компаса для определения курса затруднено, а во многих случаях даже невозможно. Это обстоятельство привело к созданию гирополукомпасов типа ГПК.

На смотреть статью под номером 10.29 представлена электрокинематическая схема гирополукомпаса ГПК52.

Чувствительным элементом ГПК служит гироскоп с тремя степенями свободы, главная ось которого горизонтальна. Стабилизация горизонтального положения главной оси обеспечивается работой системы коррекции, состоящей из жидкостного маятникового корректора и реверсивного электродвигателя 1.

 

При повороте ее в нужную сторону электродвигатель 6, отрабатывая, поворачивает шкалу и связанные с ее осью щетки потенциометра — датчика на заданный угол.

Показания ГПК снимаются как непосредственно со шкалы, так и дистанционно с помощью логометрических повторителей 7 курса типа ПДК.

Отсутствие колебаний, поворотных погрешностей и влияния магнитных полей позволяет гирокомпасу с высокой точностью контролировать углы разворота и линию пути самолета при полете по заданной ортодромии.

 При уходе оси ротора гироскопа из плоскости горизонта маятниковый корректор выдает па этот двигатель сигнал рассогласования. Начиная работать, он накладывает момент на вертикальную полуось крепления внешней рамки 10. Вследствие возникающей прецессии ось ротора возвращается в исходное положение.

Для исключения влияния виража при развороте самолета на точность работы гирополукомпаса предусмотрено выключение системы горизонтальной коррекции выключателем коррекции 9. Он представляет собой скоростной гироскоп с горизонтально расположенной главной осью. При вираже самолета гироскоп прецессирует, и токопроводящая щетка, замыкающая электрическую цепь жидкостного корректора и электродвигателя 1, сходит с рабочего сектора, выключая систему горизонтальной коррекции. Стабилизированный таким образом гироскоп неподвижен в пространстве, но по отношению к Земле имеет «кажущееся» движение. Это движение называют уходом гироскопа в азимуте. Величина ухода зависит от широты местности. Коррекция гироскопа в азимуте осуществляется электродвигателем 2. Он управляется с пульта штурмана потенциометром широтной коррекции 4. При одностороннем уходе гироскопа двигатель 2 управляется потенциометром 3 балансировочной коррекции.

 






http://expaint.ru/ камера для покраски автомобилей цена. Окрасочная камера цена.