Величина DY=Y-Y' и есть карданная погрешность в измерении курса при наличии угла тангажа или крена.

Найдем выражение для DY в случае поворота ЛА по тангажу. Пусть в исходном положении (рис. 7а, б) продольная ось ЛА расположена в плоскости горизонта, совпадает с линией ОВ и параллельна главной оси гироскопа. Пусть, далее, ЛА повернулся в горизонтальной плоскости на угол Y, равный углу ВОА, а в вертикальной плоскости - на угол u, равный углу АОС, так что в конечном положении его продольная ось расположена в наклонной плоскости и совпадает с линией ОС. Из треугольника АОВ, в котором угол ОАВ прямой, следует, что АВ=АО´tgj.

Из треугольника АОС, в котором угол ОАС прямой, следует, что АО=ОС´cosu. Из треугольника OCD, в котором угол OCD прямой и в котором CD=AB (по построению), следует, что

tgj'=CD/OC=AB/OC=AO´tgY/OC=tgY´cosu. Таким образом, карданная погрешность равна

DY=Y-arctg(tgjY´cosu). График карданной погрешности приведен на рис.14.18.в, из которого видно, что она является периодической функцией угла Y с периодом, равным 180°.

Если при курсе 0°, 90°, 180° и 270° поперечная ось ЛА совпадает с осью внутренней рамы или с главной осью гироскопа, то карданная ошибка в этих случаях равна нулю.

При возвращении ЛА к горизонтальному полету карданная погрешность, которая может иметь значительную величину, исчезает.

Как было сказано выше, карданная погрешность возникает при наклонах ЛА не только по тангажу, но и по крену.

Для устранения карданной погрешности ГПК устанавливается в одну (на тяжелых ЛА) или две (на истребителях) дополнительные рамы.

3. Тормозное устройство ГПК.

Гирополукомпас имеет тормозное устройство, необходимость которого заключена в следующем.

Если система горизонтальной маятниковой коррекции отключена (при вираже самолета) или в случае снятия питания с прибора, наличие момента Мh относительно оси наружной рамы (это может быть момент трения, небаланса и т.п.) приводит к прецессии гироскопа вокруг оси внутренней рамы, в результате чего гиромотор ляжет на упор (рис. 8а). При этом гироскоп потеряет одну степень свободы и под действием момента Мh станет, как обычное твердое тело, ускоренно вращаться вокруг оси наружной рамы с увеличивающейся угловой скоростью wh (при постоянном значении момента Мh). Наличие этой угловой скорости приводит к появлению гироскопического момента Мг=Н´wh´cosb, который по мере увеличения wh все сильнее прижимает гиромотор к наружной раме (упору), оказывая разрушающее действие на подшипники, в которых она установлена.

Чтобы этого избежать, с двух сторон к гиромотору (рис.8б) крепятся уголки, один из которых в описанной ситуации упирается в корпус прибора (через толкатель с возвратной пружиной) и, тем самым, тормозит за счет сил трения вращение гироскопа вокруг оси наружной рамы.

Достоинством ГПК является его способность сохранять неизменным положение своей главной оси при эволюциях ЛА. Это позволяет использовать ГПК в качестве хранителя опорного направления, от которого измеряется курс самолета.

Недостатками ГПК являются:

· отсутствие избирательности к заданному опорному направлению - ГПК сначала нужно выставить по этому направлению или "привязать" к нему;

· кажущийся и собственный уход, а также карданная погрешность.