Раздел 2.
Определение положения воздушного судна относительно плоскости горизонта.
При пилотировании самолета необходимо знать его положение относительно плоскости земного горизонта, которое определяется двумя углами: углом тангажа и углом крена. Угол крена – угол поворота самолета вокруг его продольной оси, отсчитываемый от вертикальной плоскости, проходящей через продольную ось самолета. Для определения положения самолета относительно плоскости горизонта применяется авиагоризонт. Когда самолет совершает разворот с угловой скоростью ω, то на маятник, кроме силы тяжести mg, еще действует центробежная сила m R, и маятник устанавливается не по истинной вертикали, а по равнодействующей этих сил. На коррекционные двигатели поступают сигналы, и главная ось гироскопа устанавливается в положение кажущейся вертикали. В современных авиагоризонтах поперечная коррекция на виражах отключается специальным устройством. При отключении коррекции гироскоп работает в режиме « памяти». После окончания самолетом эволюции система коррекции включается и приводит главную ось гироскопа в вертикальное положение, если за время работы в режиме « памяти» она отклонилась.
2. Определить ошибку показаний авиагоризонта по крену в конце правильного (координированного) виража при следующих условиях:
ВС летит со скоростью V= 600 км/ч; располагаемая скорость маятниковой коррекции
2 град / мин; вираж длится 10 мин., угловая скорость разворота ωр( град/сек) выбирается из таблиц; суммарный собственный уход гироскопа без коррекции – 10 град/час.
Расчеты производить для следующих случаев:
А. Система « авиагоризонт – выключатель коррекции » исправна. Построить зависимость:
∆γ = f( V = const, ωр = const, t )
∆γ - собственный уход гироскопа;
ωр – угловая скорость разворота;
ωсоб – суммарный собственный уход гироскопа без коррекции;
V – скорость полета, принятая при расчетах,
t – время.
ωр = 1,38град/сек
ωсоб = рад/мин; g = 9,81 м/сек; t = 1…..10 мин
∆γ = ; ωсоб = 0,003 рад/мин; ∆γ(t) = ωсоб t; ∆γ(10 мин) = 1,719 град.
Таблица 1
t, мин |
1 |
2 |
3 |
4 |
5 |
6 |
7 |
8 |
9 |
10 |
∆γ,рад |
0,003 |
0,006 |
0,009 |
0,012 |
0,015 |
0,018 |
0,021 |
0,024 |
0,027 |
0,030 |
Собственный уход гироскопа
Б. Система « авиагоризонт – выключатель коррекции » неисправна – выключатель коррекции не произвел отключения маятниковой коррекции.
Построить зависимость:
∆γ = f(V = const, ωм = const, t)
∆γ –ошибка в измерении крена;
ωр – угловая скорость разворота;
ωм –располагаемая скорость маятниковой коррекции;
V – скорость полета, принятая при расчетах,
t – время.
При этом собственный уход гироскопа не учитывать.
ωм = рад/мин; ωм = 0,035 рад/ мин; g = 9,81 м/сек;
ωр = 1,38град/мин; ωр = 0,002рад/мин; γ = arctg рад;
V = м/сек; V= 166.667 м/сек; γ = 0,033 рад = 1,946 град.;
∆γ = ωм t рад ∆γ(10) = 0,350рад ∆γ(10) = 20 град.
Таблица 2
t, мин |
1 |
2 |
3 |
4 |
5 |
6 |
7 |
8 |
9 |
10 |
∆γ,рад |
0,035 |
0,070 |
0,105 |
0,140 |
0,175 |
0,210 |
0,245 |
0,280 |
0,315 |
0,350 |
Маятниковая коррекция
Следует помнить, что после длительных эволюций самолета: виражей, разворотов, торможения, разгона, в авиагоризонтах за счет действия ускорений при включенной коррекции и за счет собственного ухода гироскопа при отсутствии коррекции накапливается ошибка в определении вертикали места, для устранения которой необходимо некоторое время, или применения арретирования. Арретирование позволяет быстро привести рамы и гиромотор в строго определенное положение, т.е. по направлению осей самолета, поэтому пользоваться арретиром необходимо в горизонтальном полете при видимости истинного горизонта.