Вывод формулы для инерционной девиации у Г.К. с корректируемым чувствительным элементом.

Предположим, что судно, совершая маневр увеличения скорости, получило ускорение = const, направленное к северу. Под действи­ем cоответствующей силы инерции маятник индикатора горизонта от­клонится в ту же сторону, в какую он отклонился бы, если бы северный конец главной оси чувствительного элемента приподнялся над плоско­стью истинного горизонта. В результате этого при игнорировании за­паздывания Т_иг появится сигнал, отвечающий соотношению у = /g и на чувствительный элемент вокруг оси OY будет воздействовать момент L_уу = -А _уγ = -A _у /g. Под

действием этого момента возникнет прецессионное движение, угловая скорость которого

Угол, на который переместится главная ось ЧЭ за время маневра (от 0 до t₁),

Поскольку рассматриваемый гирокомпас является корректируе­мым, и предполагая, что коррекция осуществляется непрерывно, без запаздывания, то положением равновесия главной оси чувстви­тельного элемента в азимуте до маневра, в процессе маневра и в момент окончания маневра будет плоскость истинного меридиана. Отсюда сле­дует важный вывод о том, что инерционное перемещение Δα и есть инерционная девиация

полностью характеризующая погрешность корректируемого гироком­паса на момент окончания маневра. Гирокомпас с автономным чувствительным элементом на момент окончания маневра имеет инерционную девиацию первого рода, ха­рактеризующуюся разностью значений величин Δα и Δδ_v:

У гирокомпаса с корректируемым чувствительным элементом: а)значение девиации δ_j= Δα не зависит от широты места маневра; б)изменением конструктивных параметров Н и А_у, т.е. изменением значения Δα, можно существенно уменьшить девиацию; в)существует несколько различных по степени сложности и эф­фективности способов снижения девиации δ_j без значительных отри­цательных последствий для других характеристик гирокомпасов (спо­собы рассматриваются ниже). Использование одного конкретного спо­соба или их комплексное применение позволяют создавать корректи­руемые гирокомпасы различного класса точности в соответствии с навигационными требованиями и экономической целесообразностью.

Кроме момента L _уу, сигнал с индикатора горизонта, соответству­ющий соотношению γ = /g, вызовет еще появление момента L_уя = А_z γ. Под действием этого момента возникнет прецессионное движение по углу β, в результате чего главная ось чувствительного эле­мента за время маневра опустится на некоторый угол под плоскость истинного горизонта, причем это движение будет достаточно быстрым.

Поскольку под действием момента L _уу, главная ось чувствитель­ного элемента в результате смещения на угол Δα окажется к западу от плоскости истинного меридиана, вследствие непрерывного подъема за­падной половины горизонта указанная ось будет опускаться, причем сравнительно медленно. Вследствие совместного действия обоих упомянутых факторов по­сле завершения маневра, когда ускорение исчезнет и маятник ИГ вернется в положение истинной вертикали, корпус ИГ (точно так же, как ось ОХ чувствительного элемента) окажется наклоненным на угол β и датчик угла ИГ будет вырабатывать сигнал, пропорциональный углу γ = β, причем сигнал будет иметь знак, противоположный тому, который был при действии ускорения .

Сказанное здесь иллюстрирует рис. где состояние, показанное на (а), характеризует положение маятника ИГ и оси ОХ в начальный момент маневра, а состояние, показанное на (б), отображает положение маятника ИГ и оси ОХ после окончания манев­ра. В результате знаки моментов L_уy = А_y γ и L_уя= А_z γ окажутся такими, что возникнет прецессионное движение в направлении, возвраща­ющем ось ОХ в плоскости истинного меридиана и истинного горизонта

На рис. отражены две стадии движения оси ОХ в азимуте: в процессе маневра (О — t₁) и после его завершения (вариант, представ­ленный на (а), относится к колебательному переходному про­цессу, а вариант, данный на (б), — к апериодическому).

В любом случае характер движения оси ОХ чувствительного эле­мента, несомненно, указывает на отсутствие инерционной девиации второго рода в том смысле, что ее характернейший признак, состоящий в последействии, т. е. в достижении ею максимального значения спустя некоторое время после завершения маневра, отсутствует. Влияние ма­неврирования судна на корректируемый гирокомпас: Угол отклонения главной оси чувствительного элемента от плоско­сти истинного меридиана на момент окончания маневра:

Выполняя интегрирование и имея в виду, что t₁ = ΔV_N, пол­учим

выделим функцию времени t₁ :

и получим

Формула суммарной инерционной девиации кор­ректируемого гирокомпаса:

В₂= -В₁

Выводы: 1)Численные значения поперечного линейного смещения судна\ управляемого по гирокомпасу типа «Вега», во много раз меньше, чем в случае применения гирокомпаса типа «Курс-4». 2)Значение первого максимального смещения судна растет с уве­личением длительности маневра и широты места маневра.3)Значение второго максимального смещения судна имеет обрат­ную зависимость.4)Конечное смещение судна всегда совпадает по знаку с первым максимальным смещением, растет с увеличением длительности манев­ра и мало изменяется с увеличением широты места. Делая общее заключение о точности гирокомпаса типа «Вега» при маневрировании судна, следует подчеркнуть, что по этому признаку он значительно превосходит гирокомпас типа «Курс».

Дата добавления: 2015-12-08