Гироиндукционный компас предназначен для измерения гиромагнитного и истинного курса (при вводе вручную магнитного склонения), а также для выдачи гиромагнитного курса на индикаторы, в автопилот и другие системы.

Рис. 3.3 – Функциональная схема гироиндукционного компаса ГИК-1

Принцип действия основан на комплексном использовании двух датчиков курса: индукционного датчика и курсового гироскопа (см. рис. 3.3).

В комплект входит индукционный датчик ИД, курсовой гироскоп, коррекционный механизм КМ, два усилителя, указатели (КППМ, УШ-2, УК-1), выключатель коррекции (ВК-53).

Индукционный датчик измеряет компасный (магнитный) курс.

Курсовой гироскоп усредняет показания индукционного датчика (ИД). Комплексное использование двух датчиков позволяет устранять ошибки друг друга: гироскоп усредняет колебания в показаниях индукционного датчика, а ИД устраняет ошибки гироскопа, связанные с медленным уходом его в азимуте (по курсу). В итоге общая ошибка ГИК-1 меньше ошибок каждого из датчиков.

Индукционный датчик (рис. 3.4) служит для определения магнитного (компасного) курса, используя систему из трех магнитных зондов. Он является прибором, который определяет направление магнитного поля Земли относительно продольной оси самолета.

Рисунок 3.4 – Индукционный датчик

В герметичном корпусе индукционного датчика, заполненном лигроином, в кардановом подвесе расположена платформа, снабженная поплавком. Она плавает и удерживается в горизонтальном состоянии при кренах самолета до 20⁰. На платформе установлены 3 магнитных зонда (см. рис. 3.4) под углом в 60⁰ (треугольником), которые являются чувствительными элементами к направлению магнитного поля Земли. Каждый зонд состоит из 2-х пермаллоевых сердечников (рис. 3.5), имеющих большую относительную магнитную проницаемость (μ_max=10⁵). На сердечники намотаны две обмотки: обмотка подмагничивания и сигнальная обмотка.

Рисунок 3.5 – Схема магнитного зонда индукционного датчика

Обмотка подмагничивания наводит в стержнях магнитное поле и тем самым изменяет магнитную проницаемость сердечников от 10⁵ при минимальном поле до 1 при максимальном поле. Это позволяет сделать постоянное магнитное поле Земли в сердечниках переменным (импульсным). В результате этого на сигнальной обмотке индуцируется ЭДС, пропорциональная числу витков в сигнальной обмотке и магнитному полю Земли в проекции на продольную ось зонда.

Одного зонда недостаточно, потому что на противоположных курсах сигналы зонда будут одинаковой величины. Поэтому используют в датчике три зонда, комбинация сигналов которых однозначно указывает направление магнитного поля Земли.

Коррекционный механизм выполняет следующие функции:

1) Преобразует сигналы с 3-х зондов в индикацию магнитного курса с помощью стрелки по шкале коррекционного механизма.

2) С помощью лекального устройства устраняет ошибки, связанные с дистанционной передачей информации из индукционного датчика и компенсирует четвертную девиацию.

3) Сравнивает сигналы индукционного датчика ИД с сигналами курсового гироскопа.

Связь между индукционным датчиком и гироскопом осуществляется с помощью электрической дистанционной передачи, состоящей из кольцевых потенциометров, двигателя согласования, усилителя и трехпроводной линии связи.

Сигнал индукционного датчика и сигнал гироскопа могут отличаться друг от друга, особенно в момент пуска курсовой системы, когда индукционный датчик дает сигнал магнитного курса, а гироскоп – случайное значение, так как он не чувствует направление магнитного поля Земли. С помощью дистанционной передачи сигналы индукционного датчика и гироскопа согласуются, то есть разница между ними устраняется.

Скорость согласования во время полета (нормальная) должна быть достаточно медленной для того, чтобы быстрые ошибки индукционного датчика усреднялись гироскопом. В то же время скорость согласования должна быть достаточной, чтобы успевать корректировать гироскоп при собственном и кажущемся уходах гироскопа. Из этих соображений сделана нормальная скорость в пределах (1,5 – 4,5)⁰/мин. Для начальной выставки гироскопа эта скорость слишком медленная. Поэтому существует быстрая скорость согласования, которая получается при нажатии кнопки быстрого согласования. При этом изменение коэффициента передачи редуктора, установленного на коррекционном двигателе, увеличивает скорость согласования системы до 8⁰/сек.

Гироагрегат - это курсовой гироскоп, 3-х степенной, с горизонтально расположенной главной осью, которая удерживается в горизонтальном положении жидкостным маятником. На вертикальной оси гироскопа установлен кольцевой потенциометр, который дает информацию о гироскопическом курсе.

Усилители обслуживают дистанционные передачи между элементами курсовой системы.

Наиболее часто в качестве индикатора используется указатель КППМ (см. рис. 3.6), который с помощью стрелки по шкале от 0 до 360⁰ показывает гиромагнитный курс. С помощью кремальеры можно установить заданное значение курса, вращая шкалу и стрелку относительно вертикального индекса.

Кроме того указатель используется для индикации отклонения самолета от оси ВПП и глиссады.

.

Рисунок 3.6 – Лицевая часть комбинированного указателя КППМ

Основными ошибками ГИК-1 являются:

1) Кардановая ошибка. Она возникает при кренах самолета и обусловлена механическим разворотом внутренней рамы гироскопа относительно вертикальной оси при отклонении последней от вертикального положения. Вместе с рамой разворачивается шкала прибора, создавая ошибку. При выходе из крена кардановая ошибка исчезает.

Величина кардановой ошибки зависит от крена самолета и взаимного расположения главной оси гироскопа и продольной оси самолета, поэтому на различных курсах отличается как по величине, так и по знаку.

2) Виражная ошибка возникает во время разворота самолета, когда под действием центробежной силы жидкостный маятник и индукционный датчик работают неправильно. Ошибка нарастает во времени и частично устраняется с помощью выключателя коррекции, который во время разворота самолета отключает жидкостно-маятниковую коррекцию и индукционный датчик.

ГИРОПОЛУКОМПАС ГПК-52АП

К сожалению, при полете самолета с постоянным магнитным курсом, например, по ГИК-1 самолет летит по криволинейной траектории (локсодромии), обусловленной схождением магнитных меридианов. Поэтому для полета по кратчайшему расстоянию между двумя точками на Земле (по ортодромии) используется гирополукомпас ГПК (рис. 3.7).

Гирополукомпас предназначен для измерения ортодромического курса (приведенного курса), угла между продольной осью самолета и северным направлением магнитного меридиана последнего места коррекции.

Рисунок 3.7 – Функциональная схема гирополукомпаса ГПК-52 АП

Принцип действия основан на использовании гироскопа с 3-мя степенями свободы, главная ось которого расположена горизонтально. Если ее удерживать неподвижной относительно Земли, то относительно нее можно измерять перемещение самолета по курсу, не ориентируясь по магнитному полю Земли.

В состав ГПК входят: курсовой гироскоп, пульт управления, задатчик курса ЗК-2, выключатель коррекции ВК-53, соединительная коробка СК-18.

Курсовой гироскоп имеет две системы коррекции, для того чтобы его ось оставалась параллельной относительно плоскости горизонта и неподвижной в азимуте относительно Земли:

1) Горизонтальная коррекция – удерживает главную ось гироскопа в горизонтальном положении с помощью жидкостного маятника, и корректирующего двигателя. Во время разворотов система коррекции автоматически выключается с помощью выключателя коррекции ВК-53.

2) Азимутальная коррекция заставляет непрерывно прецессировать гироскоп в азимуте вместе с вращением Земли, чтобы оставаться неподвижным в азимуте относительно Земли. Главную ось гироскопа нужно вращать со скоростью ω, зависящей от широты φ места самолета: ω = Ωз·sinφ.

Азимутальная коррекция обеспечивается с помощью установки ручки «широта» на пульте управления значения широты от 0 до 90⁰, причем шкала сделана неравномерной, так чтобы угол поворота соответствовал синусу широты. На оси ручки расположен потенциометр, который выдает напряжение, пропорциональное ω = Ωз·sinφ. Это напряжение поступает на двигатель азимутальной коррекции, который создает внешний момент, заставляющий прецессировать гироскоп.

Гирополукомпас не имеет чувствительного элемента, измеряющего направление магнитного поля Земли, поэтому после его включения он показывает случайное значение и нуждается в начальной выставке. Начальная выставка осуществляется путем установки на индикаторе ГПК текущего магнитного курса, измеренного, например, с помощью ГИК-1. Для этого с помощью переключателя «задатчик курса» на пульте управления (рис. 3.8) подключают напряжение к двигателю, который вращает шкалу прибора.

Рисунок 3.8 – Лицевая часть пульта управления гирополукомпаса ГПК-52 АП

Перед полетом с помощью кремальеры заданного курса на задатчике курса ЗК-2 (рис. 3.9) устанавливают курс взлета, который отсчитывается по вращающейся шкале относительно верхнего неподвижного треугольного индекса.

Рисунок 3.9 – Лицевая часть задатчика курса ЗК-2

После взлета прибор показывает ортодромический курс, который в процессе полета по ортодромии отличается от гиромагнитного курса на величину схождения меридианов. Как правило, перед сменой ЛЗП нужно установить новое значение широты и сделать коррекцию курса, т.е. установить на ГПК текущее значение магнитного курса по ГИК (ручкой ЗК на ПУ). На указателе ЗК-2 устанавливают новое значение заданного курса и осуществляют разворот самолета.

На рис. 3.10 показана лицевая часть гирополукомпаса ГПК-48, не имеющего автоматической азимутальной коррекции, требующего в этой связи более частой ручной коррекции с помощью ручки «арретир».

Рисунок 3.10 – Лицевая часть гирополукомпаса ГПК-48