------------------------------------------------------------------------------------
КУРСОВЕРТИКАЛЬ
Примером трехосной силовой гироскопической стабилизации, служит трехосная силовая гироплатформа — курсовертикаль, используемая в качестве чувствительного элемента в автопилоте АП-15 (рис. 5.3).
Курсовертикаль представляет собой платформу 3, помещенную в карданов подвгс, внешняя ось которого у совпадает с продольной осью самолета, а внутренняя ось х в нулевом положении параллельна поперечной оси самолета. На осях кардаиова подвеса и оси z платформы расположены стабилизирующие двигатели 1, 18, 21. На платформе крепятся три двухстепенных гироскопа 5, 12, 16. кинетические моменты которых лежат в горизонтальной плоскости.
Оси прецессии гироскопов 12 и 16 вертикальны, а кинетические моменты перпендикулярны друг другу. Ось прецессии гироскопа 5 лежит в горизонтальной плоскости, а кинетический момент составляет с кинетическими моментами гироскопов 12 и 16 угол, равный 135°. На осях прецессии гироскопов укреплены коррекционные двигатели 4, 11 и 15 и индукционные датчики угла 7, 13, 17. На платформе установлены также два двухкоординатных электролитических маятника 19 и 20. На оси z укреплен ротор, а на внутренней раме — статор устройства 9, называемого преобразователем координат. Для съема электрических сигналов, пропорциональных отклонению самолета по крену, тангажу и курсу, на осях у, х и zустановлены сельсины-датчики 14, 6, 22.
Рис. 5.3. Упрощенная электромеханическая схема курсовертикали:
1, 18, 21—стабилизирующие двигатели; 2—внешняя рама карданова подвеса; 5— платформа; 4, 11, 15—коррекционные двигатели; 5, 12, 16—гироскопы; 6, 14, 22—сельсины; 7, 13, 17—индукционные датчики; 8—внутренняя рама карданова подвеса; 9—преобразователь координат; 10, 23—усилители; 19, 20—электролитические маятники
Рассмотрим работу прибора в режиме первоначальной выставки и режиме стабилизации.
Режим первоначальной выставки. Чтобы прибор мог измерять углы отклонения самолета по курсу, крену и тангажу, необходимо ось z платформы удерживать в положении местной вертикали, при этом нулевая отметка платформы должна быть совмещена с направлением заданного курса. Платформа к заданному курсу приводится следящей системой, в которой датчиком курса является курсовая система или гиромагнитный компас.
Сигнал с курсового устройства поступает на коррекционный двигатель 4. который прикладывает по оси прецессии гироскопа 5 момент. При действии момента возникает гироскопический момент, стремящийся совместить собственную ось вращения гироскопа с осью приложения момента. Так как оси, вокруг которой гироскоп мог бы прецессировать под действием гироскопического момента, нет, двигатель 4 создает некоторый угол поворота по оси прецессии гироскопа 5. С датчика угла 7 снимается сигнал, пропорциональный сигналу курса, который, будучи усилен в усилителе 23, поступает на двигатель стабилизации 21 и разворачивает платформу 3 по курсу до тех пор, пока сигнал рассогласования между сельсином-датчиком 22 и курсовой системой не будет равен нулю.
Таким образом, следящая система согласует положение платформы с датчиком курса.
Приведение оси z в вертикальное положение осуществляется по сигналам от электролитических маятников, реагирующих на отклонение платформы от плоскости горизонта.
Сигнал отклонения платформы по крену снимается с маятника 20 и поступает на коррекционнып двигатель 15 гироскопа 16, а сигнал по тангажу с маятника 19 управляет двигателем 11 гироскопа 12.
Управляющие сигналы с датчиков углов 13 и 17 через преобразователь координат 9 и усилитель 10 с помощью двигателей 1 и 18 устанавливают ось г в вертикальное положение.
Режим стабилизации.
Предположим, что по оси z действует возмущающий момент MZB. Гироскопы 12 и 16 не прецессируют под действием этого момента, так как нет соответствующих осей прецессии, а гироскоп 5 прецессирует. С датчика угла 7 этого гироскопа сигнал через усилитель 23 подается на двигатель 21, который создает момент, компенсирующий момент Мгъ.
При возникновении возмущающего момента по оси х прецессирует гироскоп 12, который через датчик угла 13 управляет двигателем 18, компенсирующим вредный момент по оси х.
Возмущающий момент по оси у компенсируется двигателем 1, управляемы гироскопом 16.
Рассмотренные процессы имеют место при любом промежуточном угле поворота платформы 3 по отношению к осям карданова подвеса.
Предположим, что самолет развернулся по курсу на 90°. Платформа, будучи стабилизирована по курсу, сохранит свое прежнее положение в пространстве, а оси ху подвеса, поворачиваясь вместе с самолетом, займут положение. Когда появится возмущающий момент по оси у, то на него будет реагировать гироскоп 12, а не 16. Гироскоп 12 управляет теперь двигателем, расположенным по оси х. Следовательно, управляющий сигнал надо переадресовать на двигатель1, так как только он может скомпенсировать возмущающий момент по оси у. Естественно, если подействует возмущающий момент по оси х, то на него будет реагировать гироскоп 16, и его сигнал необходимо направить на двигатель 18, расположенный по оси х.
Перераспределение сигналов в зависимости от угла разворота самолета осуществляет устройство, называемое преобразователем координат.
Преобразователь координат представляет собой вращающийся трансформатор с трехфазной статорной обмоткой, закрепленной на наружной раме карданова подвеса.
Ротор, связанный с осью z платформы, имеет две взаимно перпендикулярные обмотки, которые нагружены обмотками возбуждения индукционных датчиков угла 13 и 17. Сигналы, снимаемые с сигнальных обмоток индукционных датчиков, суммируются и подаются в усилитель 10. Амплитуда этих сигналов зависит от положения статоров и роторов самих датчиков, т. е. от углов поворота кожухов гироскопов вокруг осей прецессии. Фазы напряжений, снимаемых с сигнальных обмоток индукционных датчиков, отличаются на 90° друг от друга. В двигателе 1 между обмотками возбуждения и управления благодаря контуру RC происходит дополнительный сдвиг фаз на 90°. Таким образом, сдвиг фаз между напряжениями обмотки возбуждения двигателей 18 и 1 тоже составляет 90°.
Следовательно, вращающий момент в этих двигателях создается только от «своего» напряжения, поступающего с усилителя. Иными словами датчик 13 управляет двигателем 18, а датчик 17 — двигателем1.
В положении 4,6 происходит поворот ротора относительно статора в преобразователе координат и сдвиг фаз напряжений в обмотках возбуждения индукционных датчиков 13 и 17 на 90° и соответственно сдвиг фаз в обмотках управления двигателей 18 и 1. Таким образом, вращающий момент двигателя 18 зависит от сигнала датчика 17, а двигателя 1 — от сигнала датчика 13.
Наряду с ЦГВ-4 в гражданской авиации эксплуатируется также гировертикаль типа МГВ (на самолете Ту-154 МГВ-1СК), которая при тех же точностных характеристиках имеет меньшие габариты и массу, чем ЦГВ-4. Гировертикаль типа МГВ принципиально ничем не отличается от гировертикали ЦГВ-4, но имеет следующие конструктивные особенности.
Вместо одного двухкоординатного электролитического маятника в ней используются два однокоординатных.
В качестве коррекционных двигателей по осям прецессии гироскопов использованы датчики моментов, представляющих собой токовую рамку, находящуюся в магнитном поле.
Кроме того, по осям прецессии гироскопов устанавливаются дополнительные датчики моментов, управляемые от контрольно-поверочной аппаратуры и служащие для завала рамок карданова подвеса с целью проверки функционирования прибора.
По измерительным осям гировертикали, кроме потенциометрическнх датчиков, установлены также синуснокосинусные трансформаторы для транслирования сигналов крена и тангажа.
