Моделирование и испытание гироскопических систем

МОСКОВСКИЙ  ГОСУДАРСТВЕННЫЙ ТЕХНИЧЕСКИЙ УНИВЕРСИТЕТ

ИМ. Н.Э. БАУМАНА

Моделирование и испытание  гироскопических

систем

Выполнил:

Группа 

   Проверил:

2012 г. 
Содержание

1. Введение

2. Принципы построения  систем ориентации

2.1 Параметры, измеряемые в системах ориентации

2.2 Погрешности систем  ориентации

2.3 Специальные требования, предъявляемые к гироскопическим системам ориентации

3. Курсовые системы

3.1 Указатели направления  ортодромии

3.2 Гиромагнитные компасы

4. Гироскопические вертикали

5. Испытания гироскопических систем

5.1 Вибрационные испытания  на центрифуге

6. Заключение

7. Список использованной  литературы 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

1. Введение

Поскольку данная тема содержит в себе большое количество информации, рассмотрение ее целиком и тщательным образом в объеме реферата не представляется возможным. Ввиду этого, было принято решение включить в реферат только основные принципы построения систем ориентации и рассмотрены только два типа гироскопических систем: курсовые системы и гироскопические вертикали. Испытания гироскопических систем изложены сжато по той же причине.

Гироскопические системы  служат для измерения параметров, определяющих ориентацию и навигацию ЛА, а также для измерения угловых скоростей поворота различных объектов, для стабилизации антенн, аэрофотоаппаратов и других устройств на заданном направлении

Основная задача проектирования гироскопической системы ориентации или навигации – выбор и разработка ее принципиальной схемы когда следует определить ее возможность технической реализации с характеристиками, необходимыми для эксплуатации данной системы ЛА.

В соответствии с назначением гироскопические  системы ориентации можно разделить  на курсовые системы и гировертикали. К курсовым гироскопическим системам относятся: гиромагнитные компасы, гирокомпасы, гироорбитанты, гирокомпасы с астро- и радиокоррекцией и др. Гироскопические вертикали представляют собой гироскопическое устройство с маятниковой коррекцией или с коррекцией от оптико-механической инфракрасной вертикали (ИКВ). Наиболее распространены гироскопические вертикали с маятниковой коррекцией. Обычно их делят на относительно грубые пилотажные гироскопические вертикали, гироскопические вертикали повышенной точности и прецизионные гировертикали.

2. Принципы построения систем ориентации

1. Параметры, измеряемые в системах ориентации

В системе ориентации в качестве измеряемых параметров могут быть выбраны  углы курса ψ, крена γ и тангажа  ν, которые определяют угловое положение  трехгранника х₁y₁z₁,связанного с летательным аппаратом, в общем случае относительно подвижной опорной системой координат ξηζ (рис.2.1).

Если в качестве опорной системы  координат выбрать координатный трехгранник ξ₁η₁ζ_{1 ,} неподвижные в абсолютном пространстве, начальное положение которого соответствует расположению географического трехгранника только в момент старта (точка  О₁с координатами φ₁ и λ₁) летательного аппарата (ЛА) (рис.2.2), то в этом случае углы поворота ЛА относительно осей опорного трехгранника ξ₁η₁ζ₁  не являются углами рыскания крена и тангажа самолета, так как опорные оси ξ₁η₁ζ₁ в процессе полета вследствие изменения положения ЛА относительно Земли и поворота Земли при суточном ее вращении уже не совпадают с осями географического трехгранника ξηζ, а оказываются повернутыми относительно этих осей на углы ψ₁γ₁ν_{1  (}рис.2.1)

Если в момент старта ЛА система  ориентации, представляющая собой идеальный  трехосный гиростабилизатор (собственная  скорость прецессии платформы которого равна нулю), выставлена относительно опорного трехгранника ξ₁η₁ζ₁, неподвижного в абсолютном пространстве, и так, что в начальном положении углы ψ₁γ₁ν₁, измеряемые относительно опорного трехгранника ξ₁η₁ζ₁, равны нулю, а ось наружной рамки карданова подвеса гиростабилизатора параллельна продольной оси ЛА, то в процессе полета система ориентации измеряет углы ψ₁γ₁ и ν₁ без погрешностей. Если же в процессе полета необходимо измерить углы ψ’,γ’ и ν’относительно географической или ортодромической системы координат, то в показания некорректируемого гиростабилизатора необходимо вводить поправку на углы ψ₁,γ₁ и ν₁ поворота подвижной системы координат ξηζ относительно неподвижной ξ₁η₁ζ₁. Углы ξ₁η₁ζ₁ определяют кинематические погрешности системы ориентации. В случае, когда траектория и скорость полета известны, эти погрешности могут быть учтены или скомпенсированы в системе ориентации ЛА различными путями, например, с помощью моментных датчиков, используемых для начальной выставки системы ориентации, или эти погрешности определяются с помощью вычислительной машины, установленной на борту ЛА или на земле, и вводятся в виде поправок к сигналам, посылаемым датчиками углов поворота платформы гиростабилизатора.

Углы ψγν, измеряемые с помощью системы ориентации, удобны для определения положения ЛА относительно какой-либо опорной системы координат, но неприргодны для непосредственного использования в системе стабилизации и управления ЛА. Дело в том, что моменты, развиваемые органами управления ЛА (аэродинамическими рулями, соплами реактивных двигателей и т.д.), действуют вокруг связанных осей х₁y₁z₁ ЛА. В то же время, например, на схеме (рис 2.3 а) углы поворота ЛА при изменении угла тангажа ν определяются как его повороты вокруг осей ζ(ά_к) и η(ḃ_в), не связанных с ЛА (рис2.3 б). При этом сигналы, снимаемые с датчиков Д₁ и Д₂ углов курса α_к и b_в, с помощью специальных механических или электромеханических устройств или с помощью вычислительной машины, преобразуются в сигналы, пропорциональные углам поворота ЛА относительно связанных осей y₁ и x₁.

Сигнал курса снимается с датчика Д₁, установленного на оси наружной рамки карданова подвеса курсового гироскопа (ГК), которая при изменении угла ν тангажа самолета остается направленной по истинной вертикали (ось ζ) и, следовательно, не совпадает с направлением оси y₁, связанной с самолетом (рис.2.3 б).

Сигнал b_в, снимаемый с датчика Д₂, установленного на внутренней рамке карданова подвеса гировертикали (ГВ), которая при изменении угла тангажа ν самолета остается в плоскости горизонта, пропорционален углу поворота самолета вокруг оси η, а не вокруг продольной оси х₁, связанной с самолетом.

 

 

2. Погрешности систем ориентации

 

Выбор той или иной принципиальной схемы системы ориентации определяется рядом требований, предъявляемых  к системе, и условиях ее эксплуатации. Однако в большинстве случаев  такой выбор связан с точностью измерений, которую она может обеспечить.

Общая погрешность гироскопических  систем включает в себя: геометрические и динамические погрешности, погрешности, возникающие вследствие статической и динамической неуравновешенности элементов гироскопа, неравножесткости элементов, а также погрешности, возникающие из-за действия корректирующих устройств. Величины погрешностей определяются условиями полета, выбранной схемой системы ориентации и ее параметрами и зависят от вида элементов конструкции системы. Определение общей погрешности – основная задача при проектировании.

Если для обеспечения  свободы вращения гироскопа или платформы гиростабилизатора применен карданов подвес, то при поворотах ЛА вокруг центра тяжести (ЦТ) возникает геометрическая погрешность карданова подвеса, которая проявляется даже тогда, когда ось ротора гироскопа абсолютно точно сохраняет заданное направление в пространстве. Геометрическая погрешность карданова подвеса в ряде случаев достигает десятков угловых градусов и поэтому должна быть учтена при определении ориентации ЛА.

Кинематическая погрешность, так же как и геометрическая погрешность карданова подвеса, не зависит от качества конструктивного выполнения гироскопа, а определяется кинематикой ЛА и выбором опорной системы координат. Величина кинематической погрешности зависит от дальности и времени полета и за час может достигать десяткой угловых градусов. При угловых колебаниях ЛА вследствие геометрической погрешности карданова подвеса возникают угловые колебания рамок вокруг осей карданова подвеса; инерционные моменты, которые развивают рамки карданова подвеса, порождают прецессию гироскопа, то есть погрешность, нарастающую со временем. Подобная же погрешность возникает в случае динамической несбалансированности ротора гироскопа и при вибрации корпуса прибора.

В стационарном режиме полета и в полете с ускорением возникают  моменты трения в опорах осей карданова  подвеса, моменты от статической  несбалансированности и неравножесткости элементов гироскопа, действующие  вокруг осей прецессии гироскопа. Значения этих моментов зависят от параметров гироскопа, величины и характера действия перегрузок, возникающих в полете. Все эти моменты порождают собственную скорость прецессии постоянно нарастание отклонения оси ротора гироскопа от заданного направления в пространстве.

При заданной точности ориентации ЛА в заданных условиях полета необходимо соответствующим образом выбрать основные характеристики гироскопа: кинетический момент гироскопа, вид его подвеса, и обеспечить стабильность положения ЦТ гироскопа, допустимую неравножесткость элементов его подвеса и др. Если в системе ориентации используют гироскопический стабилизатор, то, кроме этих погрешностей, появляются еще погрешности, возникающие вследствие действия разгрузочного устройства гиростабилизатора. Погрешности, порождаемые разгрузочным устройством, возникают при угловых колебаниях ЛА, их величина зависит от вида гиростабилизатора, типа формирования разгрузочного устройства и величин моментов сопротивления, возникающих в опорах осей карданова подвеса. Особенно большими погрешностями, порождаемыми разгрузочными устройствами, обладают одноосные, чуть меньшими – двуосные, минимальными – трехосные и очень малыми – шестироторные трехосные гиростабилизаторы.

При определении точности гиростабилизаторов к погрешностям от моментов трения в опорах осей прецессии, несбалансированности и неравножесткости следует добавить погрешности, порождаемые разгрузочными устройствами.

Важно также определить параметры гиростабилизатора как  системы автоматического регулирования. Здесь параметры гиростабилизатора должны удовлетворять условиям устойчивости и обеспечивать нужное качество переходного процесса.

В случае применения корректируемых гироскопических систем погрешности  в основном определяются параметрами корректирующих устройств. Однако эти параметры во многом зависят от величины собственной скорости прецессии гироскопической системы с выключенной коррекцией. Собственная скорость прецессии определяется для некорректируемых гироскопических систем. Зная ее, можно определить оптимальные параметры корректирующего устройства и рассчитать погрешности системы в установившемся и неустановившемся режимах полета ЛА. Если в неустановившемся режиме полета корректирующее устройство выключается, то методы определения погрешностей и выбора параметра гироскопической системы остаются теми же, что и методы определения погрешностей и параметров некорректируемых гироскопических систем.

3. Специальные требования, предъявляемые к гироскопическим системам ориентации

 

Специальные требования в основном необходимо учитывать при разработке конструкции приборов, но в ряде случаев они оказывают решающее влияние не только на выбор конструкции, но и на выбор схемы системы ориентации.

Если ЛА развивает  значительные перегрузки (отношение ускорения, которого достигает ЛА в процессе полета, к ускорению силы тяжести), достигающие нескольких десятков или даже сотен единиц, то, например, применение в системе его ориентации гироскопов в кардановом подвесе на шариковых подшипниках приведет к недопустимому увеличению собственной скорости прецессии гироскопа, а иногда и к полной потере его работоспособности. В таких случаях рациональным решением этой проблемы может стать использование поплавкового гироскопа с относительно небольшим кинетическим моментом.

Если для ЛА стационарный режим полета является основным,  то при длительном полете целесообразно применение корректирующих устройств, использующих в качестве чувствительных элементов физический маятник и магнитный компас.

Если ЛА непрерывно изменяет скорость и направление (нестандартный режим полета), то использование корректирующих устройств недопустимо, так как они приводят в этом случае к еще большим погрешностям.

Уменьшение времени  готовности и жесткие требования к габаритам и весу вынуждают  прибегать к гиромоторам малого веса и габаритов, у которых меньший момент инерции и кинетический момент, и одновременно применять трехколенчатые шарикоподшипники со средним вращающимся кольцом или воздушный подвес для осей прецессии гироскопов. Требование высокой точности системы ориентации с малым временем готовности делает необходимым применение специальных симметричных гиромоторов, безмоментных индуктивных датчиков угла, применение бериллия и тяжелых металлов для изготовления деталей гиромотора и поплавка. Все эти модификации усложняют систему и делают ее довольно дорогостоящей.