книги из ГПНТБ / Соловьев А.И. Проектирование механизмов приборов и аппаратов
.pdfствуют на указатель пелинга |
14 как репитер показаний |
положе |
ния приемно-излучающей системы. |
|
|
Направление антенны на |
цель определяется углом |
пеленга |
(см. рис. 17), заключенным между плоскостью географического меридиана (вертикальная плоскость, проходящая через глаз на блюдателя и земную ось) и вертикальной плоскостью, проходящей через место наблюдателя и наблюдаемый объект.
Пеленг отсчитываетея по часовой стрелке от направления на географический север в пределах 360°. Для определения пеленга нужно знать направление географического меридиана.
Истинный курс судна (угол между плоскостью географического меридиана и диаметральной плоскостью судна) определяется гиро компасом.
Воздушная цель определяется еще и углом места цели — углом между плоскостью горизонта и направлением на цель. Дальность
измеряется |
в морских |
милях |
(1 миля = 1852 м), в кабельтовых |
(1 кбт = 0,1 |
мили=\85,2 |
м) [17]. |
|
Данные |
курса от |
гирокомпаса поступают на сельсин-прием |
|
ник 19 гидрорадиолокационной |
станции. |
||
При повороте судна ротор принимающего сельсина 19 повора чивается синхронно с ротором дающего сельсина, который через муфту 20 и червячный механизм 3 воздействует на дающий ключ ').
Перед началом работы станции антенна разворачивается для согласования с курсом корабля через сельсин, находящийся в ко робке согласования.
Специальный переключатель из положения «Гирокомпас» ста вится в положение «Согласовано». Вращением маховичка в блоке контактов согласования антенна поворачивается на необходимый угол.
Р а с ч е т . Подобрать геометрические параметры зубчатых пе редаточных механизмов так, чтобы обеспечить скорость поворота
приемно-излучающей системы |
10° в 1 мин |
при |
скорости вращения |
|||||||
вала сельсина |
nj=3600 |
|
об/мин. |
|
|
|
|
|||
1. Необходимая |
скорость Пг вращения |
вала |
приемно-излучаю |
|||||||
щей |
системы |
найдется |
из |
равенства |
|
|
|
|||
|
|
|
|
я п2 |
|
2я-10 |
|
|
|
|
|
|
|
|
|
30 = |
|
Т - 360' |
|
|
|
где |
Т — время |
поворота |
системы |
на угол |
ср— 10°. |
|||||
2. Передаточное |
отношение |
от двигателя |
/ / |
к приемно-излу |
||||||
чающей системе |
|
|
|
|
|
|
|
|
||
|
|
|
|
2 |
30.10 |
|
|
|
|
|
|
|
П ї |
— |
1.360 |
= |
1'"^ об/мин; |
|
|
||
Передаточное отношение
п, 3600
= ~^ = "Пет = 2 1 5 6 -
3. |
Распределяем передаточное отношение і по ступеням: |
|||||
а) |
коническая |
передача |
і к |
= 2,39; |
||
б) |
червячная |
пара |
16 |
і,6 |
= |
30; |
в) |
червячная |
пара |
17 |
і,7 |
= |
30. |
4. Принимаем число зубьев шестерни, сидящей на валу двига
теля |
Л , |
равным |
Z n = 17. Тогда |
число зубьев |
зацепляющегося с |
||
нею |
колеса |
|
|
|
|
|
|
|
|
|
z,8 = i K z „ = 2 , 3 9 - 1 7 « 4 0 . |
|
|||
Числа |
зубьев |
червячных |
колес передач |
17 и 16 примем |
|||
Zi6 = |
Zi7 = |
30 при |
однозаходных червяках. |
|
|||
5. |
Уточняем значение |
общего |
передаточного |
отношения |
|||
|
|
|
і = і к і 1 |
6 і 1 7 = |
— 3 0 - 3 0 = 2160. |
||
6. |
Погрешность передаточного |
отношения |
|
||||
Соответственно изменяется на 0,46% и скорость поворота при- емно-излучающей системы. Тогда в течение одной минуты ее угол поворота составит 10°27'.
3. Гироскопические авиационные приборы |
|
||
Г и р о в е р т и к а л ь . |
Гироскопическая |
вертикаль [19] |
исполь |
зуется в мореплавании |
и воздухоплавании для определения своего |
||
местонахождения. Она |
позволяет иметь |
горизонтальную |
площад |
ку, относительно которой отсчитывается высота над горизонтом до одного из небесных светил, позволяющая определить широту места.
В гировертикали используется симметричный гироскоп [43], за
крытый в кожух / |
(рис. |
86, а), |
связанный |
через ось |
3 с внутрен |
||
ним кольцом |
карданова |
подвеса; внешнее |
кольцо 4 |
установлено |
|||
в вилке 9, вращающейся относительно оси вращения гироскопа Z. |
|||||||
Ротор, гироскопа выполнен в виде турбинного |
колеса |
с лопастями |
|||||
и приводится |
во вращение сжатым воздухом, поступающим к не |
||||||
му трубопроводом |
10 через вилку 9 от воздушного насоса 12. |
||||||
Скорость |
вращения |
ротора |
регулируется |
дроссельным кра |
|||
ном 11. Превращение гироскопа в гиромаятник осуществлено с помощью подвешенного к его кожуху груза 8, составленного из комплекта одинаковых дисков. Подборомгрузов достигается не обходимая маятниковость относительно осей X и Y.
Закрепленные на внешнем кольце 4 грузы 2 позволяют воспро изводить действие на гиромаятник ускорений самолета.
у. Зак. № 1S3
Колебания гироскопа гасятся воздушным успокоителем с каме рой 6", куда подается сжатый воздух также от насоса 12 по особой системе, подобной системе подвода воздуха к гироскопу. Предва рительно успокоение регулируется перекрытием щелей 5, обеспе чиваемым перемещением грузов на рычаге 7.
Z
Рас. 86
При вертикальном положении каждая из заслонок прикрывает четыре щели наполовину; воздух выходит четырьмя одинаковыми струями и гироскоп остается уравновешенным.
При отклонении гироскопа от вертикального положения одна из щелей данной пары окажется открытой больше, чем противо положная ей щель. За счет избыточного давления возникает кор ректирующий момент, равный
Мк = R/, |
(448) |
где R— реактивная сила струн воздуха, выбрасывающейся из от крытой щели;
/— расстояние от центра щели до оси внутреннего кольца карданова подвеса.
Когда гироскоп установится в направлении истинной вертнкалинперневдикуляра к плоскости истинного горизонта,, то корректи рующий момент будет равен нулю.
Скорость прецессии оси ротора гироскопа, обусловленной кор ректирующим моментом,
где Н — кинетический момент гироскопа.
Внешнее карданово кольцо 4 успокаивается ртутным успокои телем (на рис. 86, а не показан), представляющим собою сооб щающиеся капиллярные сосуды.
Кольцо 4 удерживается в горизонтальном положении вслед ствие запаздывания перемещения ртути из одного сообщающегося
сосуда |
в другой. |
|
|
|
Предусмотрена |
возможность |
регулировки ртутного |
успокоите |
|
ля на |
скорость |
перемещения |
ртути, соответствующую |
той или |
иной скорости виража самолета, на котором установлена гировер тикаль.
В авиации гировертикаль используется как прибор для визу
ального определения |
углов |
крена (поворот относительно |
оси X, |
||
рис. 86, б) и тангажа |
(поворот относительно оси Y) самолета и как |
||||
прибор-датчик гиростабилизатора курса |
(автопилота). |
В |
послед |
||
нем случае гировертикаль именуется авиагоризонтом. |
|
|
|||
Гиростабилизатор |
курса |
(автопилот) |
[38]. Автопилот |
стабили |
|
зирует самолет относительно трех главных пространственных осей XYZ (рис. 86, б); выполняет координированный разворот и управ ление самолетом.
Автопилот состоит из курсового и продольно-поперечного ста билизаторов. Курсовой стабилизатор обеспечивает управление са молетом относительно вертикальной оси и удерживает его на стро го заданном курсе.
Функции чувствительного элемента курсового стабилизатора выполняет гироскоп с тремя степенями свободы (см. рис. 79). При вращении ротора / (рис. 87) его ось перпендикулярна плоскости
.наружного кольца 22 карданова подвеса. Перпендикулярность оси гироскопа плоскости наружного кольца карданова подвеса под держивается корректирующим механизмом с компенсационным электродвигателем 19.
При наклоне оси ротора 1 вправо скользящий контакт, укреп ленный на его кожухе, замкнет верхнюю внутреннюю ламель 21 на внешнем кардановом кольце 22, замкнув через токосъемник Зі цепь питания обмотки электромагнита 4. Якорь электромагнита 5
9* |
243 |
прижмет фрикционную муфту 5 к шестерне 9. Вращение вала дви
гателя 19 через шестерни 16, 15, 14, |
13, 10 |
передается |
на |
шестер |
ню 9 и далее через шестерни 7, 8, |
20 —на |
шестерню |
2, |
жестко |
укрепленную на внешнем кольце 22 карданова подвеса; кольцо 22 повернется на угол коррекции курса самолета.
96 75 /4 13 10 9
Рис. 87
При наклоне оси ротора 7 влево аналогично включается ранее обесточенная цепь обмотки электромагнита 18 и отключается пи тание цепи электромагнита 4, а вместе с тем и фрикционная муф та 5. Якорь 17 включает фрикционную муфту 12, и вращение элек тродвигателя 19 через шестерни 16, 15, 14, 13, 11 передается на шестерню 8 и далее, через шестерни 20 и 2, на внешнее кольцо 22
карданова подвеса, .также поворачивая его на угол коррекции курса самолета.
Сигнал в виде корректирующего отклонения кольца 22 усили
вается и поступает на рулевую машинку, отклоняющую руль на-
правления самолета на соот ветствующий угол и тем са мым возвращающую само лет на заданный курс.
Рулевая машинка являет |
|
|
|
||||||||
ся исполнительным |
механиз |
|
|
|
|||||||
мом |
автопилота, |
|
включаю |
|
|
|
|||||
щего |
стабилизатор |
|
курса |
и |
|
|
|
||||
продольно-поперечный |
ста |
|
|
|
|||||||
билизатор. Она содержит со |
|
|
|
||||||||
леноиды |
включения |
и |
вы |
|
|
|
|||||
ключения |
11 |
и |
2 |
(рис. |
88) |
|
|
|
|||
электродвигателя |
1, |
непре |
|
|
|
||||||
рывно |
вращающего |
шестер |
|
|
|
||||||
ню 9, |
тормозящую |
соленои |
|
|
|
||||||
ды 10 |
и |
3; |
симметричный |
|
|
|
|||||
зубчатый |
дифференциал |
7, |
|
|
|
||||||
приводящий через |
пару |
ше |
|
|
|
||||||
стерен 6 тросовый барабан 4 |
|
|
|
||||||||
силового |
воздействия |
на |
Рис. |
88 |
|
||||||
рули. |
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
При отсутствии |
сигнала |
гиростабилизатора |
рули |
управления |
|||||||
удерживаются |
тросом 5 |
барабана 4 |
в нейтральном |
положении. |
|||||||
С поступлением сигнала |
сердечник-соленоида включения переме |
||||||||||
щает шестерню 9 в осевом направлении, которая пробковой коль цевой облицовкой отжимает тормозной диск 5 от пробкового коль ца, заделанного в корпус машинки.
Вращение электродвигателя через дифференциал 7 передается на тросовый барабан 4. Последний вращается до тех пор, пока не включится реле усиления и не сработает концевой выключатель, останавливающий барабан раньше, чем руль самолета дойдет до своего упора.
Так же работает и вторая половина рулевой машинки, вращаю щая тросовый барабан в противоположную сторону.
На тросовом барабане смонтирован потенциометр обратной связи, соединенный по мостовой схеме с потенциометром датчика рассогласования. В диагональ моста включен усилитель стабили зации, обеспечивающий работу исполнительного двигателя 1, при отклонении самолета от заданного направления возникает дебаланс мостовой схемы, срабатывает исполнительный двигатель и корректируется направление самолета.
А в и а г о р и з о н т . Управление |
самолетом по |
керну |
(поворот * |
относительно оси X, см. рис. 86, б) |
й по тангажу |
(поворот относи |
|
тельно оси Y) осуществляет гироскопический продольно-попереч |
|||
ный стабилизатор — авиагоризонт. |
Чувствительным |
элементом |
|
авиагоризонта является гироскоп 1 (рис. 89), обладающий тремя степенями свободы.
Датчиками отклонения крена и тангажа являются соответствен но внутреннее 2 и внешнее 3 кольца карданова подвеса, оси вра щения которых параллельны осям X и Y.
В рабочем состоянии ось гироскопа / вертикальна. Это поло жение поддерживается механизмом маятниковой коррекции, ' со стоящим из двух роликов 8 и 9, расположенных на продолжении оси гироскопа и двух полуколец 4 и 11, с прорезями, расположен ными под углом 90° друг к другу.
66
Рис. 89
Ролик 8 приводится в движение от оси гироскопа через зубча тую передачу 7, а ролик 9 связан с ним силой трения, развиваемой на их облицованных пробкой торцевых поверхностях.
Полукольца 4 и 11 сбалансированы вместе с кольцами-датчи ками 3 и 12, несущими ползунки 6 потенциометров 5, сеть питания которых включает и катушку 10.
В месте соприкосновения ролика 8 с полукольцами 4 и / / воз никает сила трения, препятствующая вращению ролика 8. Возни кающий при этом момент силы трения
М т = |
Р — f г sin а, |
(450) |
где Р — сила веса полукольца; |
4 или 11 до его |
|
/ — расстояние от центра |
тяжести полукольца |
|
оси вращения; |
|
|
R — радиус полукольца 4; |
|
|
f — коэффициент трения |
скольжения; |
|
г— радиус ролика;
а— угол наклона гироузла относительно внутреннего кольца
карданова подвеса.
|
При малых значениях угла а |
|
|
Р — f r a . |
(451)! |
|
R |
|
|
Тогда корректирующие моменты относительно |
внутреннего 2 |
и |
наружного 3 колец карданова подвеса гироскопа |
соответствен |
но |
будут |
|
|
М. |
Pf/a, |
(452)) |
|
M f t = P f / p , |
||
|
|
||
где р — угол |
поворота гироузла относительно наружного кольца |
||
карданова подвеса. |
|
|
|
Уравнения |
движения гироскопа относительно упомянутых осей |
||
запишутся так:
H-^Pfla + = |
± М Т ; |
|
(453) |
Н.^РЯР + |
= + М ' т , |
d t |
|
где М — момент трения в осях карданова подвеса. |
|
Деля эти уравнения почленно на кинетический момент Н, по
лучим |
|
|
|
н — ' |
н ~ ю ' |
н ~~ю ' |
(454) |
|
где є — скорость прецессии гироскопа под действием момента кор рекции, когда отклонение от положения равновесия оси ротора равно одному радиусу (а = р = 1), а со и со' — скорости прецессии
гироскопа под действием сил сопротивления трению в опорах кар данова подвеса, получим
|
|
d a |
|
|
|
|
|
|
— |
+ в а = ± со; |
|
||
|
|
d9 |
|
|
|
(455) |
|
|
+ є й |
= ± со' |
|
||
|
|
d t |
|
|||
|
|
|
|
|
|
|
Пренебрегая |
силами трения, будем |
иметь |
|
|||
|
|
|
da |
|
|
|
|
|
|
|
|
|
(456) |
|
|
|
-— = |
— еВ. |
|
|
|
|
|
d t |
г |
|
|
Интегрируя |
эти уравнения, получим |
|
|
|||
|
|
|
a = |
a0 e — st |
|
(457) |
|
|
|
Р = Ро |
|
||
|
|
|
|
|
||
где ао и Ро — начальные |
отклонения |
оси ротора |
гироскопа при |
|||
|
t = |
0. |
|
|
|
|
Отсюда (при t = |
0) |
|
|
|
|
|
|
|
|
« = -?-Р. |
"(458) |
||
Отличительной особенностью расчета гировертикали является учет ее погрешности за счет вращения Земли, линейного и углового ускорения самолета.
Погрешность гировертикали за счет суточного |
вращения Земли |
|||||||
при |
полете на географической широте ср по курсу |
гр [38] |
||||||
|
|
Да |
= |
Ucos ср COS <\> |
|
|
(459) |
|
|
|
є |
|
|
|
|||
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
(J COS <р COS iji -f- |
— |
|
(460) |
|
|
|
др |
= |
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
||
где |
U — скорость |
суточного вращения |
Земли |
(7,3-Ю- 5 |
сект1 ); |
|||
|
V — скорость |
полета |
самолета |
(по экватору — с |
запада на |
|||
|
восток); |
|
|
|
|
|
|
|
Яз —радиус Земли (6370000 м).
Например, при Б = 0,012 сект1; V = 300 м/сек погрешность в равновесном положении гировертикали составит
і |
300 |
\ |
V |
0,012 |
|
Выражение погрешности гировертикали в равновесном состоя
нии |
(р = |
0), обусловленной |
линейным ускорением |
самолета, вы |
|||
текает из |
уравнения |
(453). |
|
|
9 равен нулю, |
||
Учитывая, что при |
|3 = 0 |
момент |
трения ролика |
||||
получим |
|
|
|
Л ( 3 = -g- , |
|
||
|
|
|
|
|
(461) |
||
|
|
|
|
|
а |
|
|
где |
а — ускорение прямолинейного полета самолета; |
|
|||||
|
g — ускорение |
силы тяжести. |
|
|
|||
|
Время |
действия |
ускорения |
|
|
||
|
|
|
|
|
t = |
, |
(462) |
|
|
|
|
|
а |
|
|
где |
AV — приращение |
скорости самолета. |
|
||||
Полагая, что угол отклонения оси ротора гироскопа от направ ления истинной вертикали по сравнению с углом отклонения «ка
жущейся вертикали» пренебрежимо |
мал, уравнение (453) запи |
||||
шем так: |
|
|
|
|
|
|
|
d | _ |
_ а _ |
(463) |
|
|
|
dt |
|
g |
|
|
|
С |
|
||
Тогда |
|
|
|
|
|
|
d t |
— |
g |
а |
|
Следовательно, используя |
погрешность, |
|
|||
|
|
= |
є — . |
(464) |
|
|
|
|
|
g |
|
Например, при Д У = 1 0 0 |
м/сек; |
є = |
0,012 сект1 |
||
Др = |
0,01Н2.-Н100 |
57,3 = |
6,5°. |
||
|
|
9,81 |
|
|
|
Погрешности гировертикали, обусловленные виражом, совер-