Гироскопическая курсовертикаль
Московский
Авиационный Институт
(Государственный
Технический Университет)
Отчет по лабораторной
работе по дисциплине:
«Гироскопические
системы»
По теме
«Гироскопическая
курсовертикаль»
Выполнил:
студент гр. 03-411
Смирнов С.Ю
Принял
преподаватель
Корягин Л.И
Москва 2009г.
Состав
1.
Гироскопический
агрегат состоит из следующих основных узлов:
1) трех гироскопических узлов одинаковой
конструкции;
2) корректирующего устройства;
3) трех датчиков дистанционной передачи;
4) разгрузочных электродвигателей с
редукторами;
5) токоподводов;
7) курсовой, продольной и поперечной
кардановых рам;
8) основания с амортизаторами и кожухом;
9) виражного механизма с виражным маятниковым
и силовым сельсином;
10) группы конденсаторов и сопротивлений
для регулирования процесса координированного разворота.
Назначение и принцип
действия
Гироскопический агрегат
предназначен для измерения курса самолета и положения самолета относительно
горизонта. Также гироскопический агрегат служит датчиком управляющих сигналов
(выдаваемых в виде напряжений переменного тока), пропорциональных углам
отклонения самолета от заданного курса и горизонта. Гироскопический агрегат
представляет собой стабилизированную “географически” платформу P. Платформа
помещена в кардановом подвесе с осями и ,
имеет степень свободы относительно подвеса вокруг оси . Таким образом, платформа Р имеет три степени
свободы. На платформе P установлены гироскопы А, В и С. Каждый из гироскопов
имеет, кроме собственного вращения роторов, степень свободы относительно
платформы. Гироскоп А имеет степень свободы относительно платформы вокруг оси , параллельной плоскости
платформы. Ось собственного вращения гироскопа А всегда остается в плоскости,
которая перпендикулярна плоскости платформы Р и заключает в себе ось .
Гироскопы В и С имеют
степени свободы относительно платформы Р и, соответственно, вокруг осей и , перпендикулярных к плоскости платформы. Оси
собственного вращения гироскопов B и С остаются в плоскости, параллельной
плоскости платформы. Кроме того, оси собственного вращения гироскопов В и С
расположены под углом друг к
другу, а ось вращения ротора гироскопа А лежит на биссектрисе угла между осями
вращения роторов гироскопов B и С.
Гироскоп А
стабилизирует платформу в азимуте, гироскопы В и С стабилизируют платформу в
горизонте.
Для сохранения
указанного расположения гироскопов относительно платформы Р применены разгрузочные
или стабилизирующие двигатели M1, М2 и М3. Под действием моментов сил трения в
осях карданова подвеса и оси платформы, а также, если платформа имеет некоторую
«маятниковость», под действием моментов сил тяжести и сил инерции, возникающих
при маневрах самолета, гироскопы будут прецессировать вокруг своих осей
прецессии. Работу компенсации действия внешних моментов на гироскопы и
выполняют разгрузочные двигатели, удерживая гироскопы вблизи их нормального
положения относительно платформы Р.
Разгрузочный двигатель
M1 укреплен жестко на основании гироскопического агрегата (основание неизменно
связано с самолетом). Через редуктор ось ротора двигателя M1 соединена с осью внешней (поперечной) кардановой
рамы гироагрегата. Двигатель M2 укреплен на внешней кардановой раме. Ось ротора
двигателя соединена через редуктор с осью внутренней (продольной) кардановой рамы. Двигатель
M3 укреплен на платформе Р. Ось его ротора соединена через редуктор с
шестерней, жестко закрепленной на внутренней раме. Двигатель M3 управляется
гироскопом A. Двигатели M1 и M2 управляются от совместных сигналов гироскопов B
и С.
Измерение величины и
определение знака угла отклонения гироскопов относительно платформы Р под
воздействием внешних моментов производится с помощью трех стержневых
индукционных датчиков ИД, укрепленных на оси прецессии каждого гироскопа.
Напряжение, снимаемое с индукционного датчика, усиливается усилителем и
подводится в виде управляющего напряжения к соответствующему разгрузочному двигателю.
Каждый из этих двигателей при получении управляющего напряжения развивает
момент, равный и противоположный по знаку возмущающему моменту. Таким образом,
происходит компенсация (или разгрузка) возмущающих моментов, вследствие чего
оси карданова подвеса оказываются “освобожденными” от трения.
Для контроля
горизонтального положения платформы и для коррекции в горизонте служат
установленные на платформе жидкостные переключатели П1 и П2. Жидкостный
переключатель является чувствительным элементом системы коррекции в горизонте. Каждый
из переключателей представляет собой контактный уровень (описание
переключателей см. в гл. II, раз.13). Коррекция происходит следующим образом в
каждом переключателе к одной паре противоположно расположенных контактов
подключены электромагнитные датчики моментов (ДМ1, ДМ2). Переключатели
расположены на платформе P таким образом, что контакты, соединенные с датчиком
моментов, расположены на перпендикулярных осях. При отклонении платформы P от
горизонтального положения одна из катушек соответствующего электромагнитного
датчика моментов включается и на гироскоп накладывается вращающий момент
относительно его оси прецессии. В результате воздействия этого момента
платформа вместе с гироскопом будет прецессировать к горизонтальному положению.
В азимуте платформа в
рабочем режиме корректируется путем подачи сигналов переменного тока на ту или
другую катушку датчика моментов гироскопа А от постороннего источника
(например, компаса). Для создания ускоренной коррекции платформы в азимуте (например,
для быстрого согласования ее положения с компасом) к датчику моментов курсового
гироскопа подается постоянный ток.
Распределение
управляющих сигналов от датчиков гироскопов B и C по соответствующим
разгрузочным двигателям выполняется с помощью преобразователя координат ПК. Это
делается потому, что платформа вместе с гироскопами и датчиками, управляющими
разгрузочными двигателями М1 и М2 стабилизирована относительно пространственных
координат, а сами разгрузочные двигатели ориентированы по осям самолета.
Поэтому связь между индукционными датчиками и разгрузочными двигателями должна
координироваться в соответствии с расположением гиромоторов B и C относительно
горизонтальных осей карданного подвеса.
Преобразователь
координат
Преобразователь координат
используется в гироскопическом агрегате автопилота в качестве фазовращателя,
дающего два напряжения, фаза которых соответствует углу поворота ротора и имеет
взаимный сдвиг 90°. В гироскопическом агрегате преобразователь координат
преобразует величину напряжений, соответствующие системе координат
ориентированной относительно Земли в величины напряжений, соответствуют системе
координат, жестко связанной с самолетом (отсюда и название).
Преобразователь
координат представляет собой индукционный фазорегулятор, выполненный по типу
асинхронной машины с трехфазной обмоткой на статоре и двумя раздельными
обмотками на роторе, оси которых сдвинуты между собой на 90°.
При питании, обмотки
статора трехфазным напряжением в индукционной системе преобразователя координат
возникает круговое вращающееся поле, которое не зависит от положения ротора
(при симметричной нагрузке вторичных обмоток), что в свою очередь обуславливает
соответствие фаз напряжений на обмотках ротора углу поворота ротора. Практически
напряжение на обмотках ротора несколько колеблется при повороте, что
обусловлено инструментальными погрешностями.
U'рот=
kU1sin(wt + a)
U''рот=
kU2cos(wt + a)
где
а
- угол поворота ротора относительно начального положения соответствующего
нулевому фазовому сдвигу относительно оси одной из обмоток ротора.
Съем сигналов,
пропорциональных угловому отклонению самолета и дистанционная передача их
приемникам для дальнейшей отработки и съема производится с помощью системы
сельсиновой дистанционной передачи, состоящей из плоских сельсинов. Датчики
ДП1, ДП2 и ДП3 этой системы установлены на каждой из осей карданного подвеса, в
результате чего имеется возможность получать сигналы, пропорциональные
отклонению самолета по крену, курсу и тангажу.