книги из ГПНТБ / Соловьев А.И. Проектирование механизмов приборов и аппаратов

где р — угол поворота ротора в градусах, при котором лунка-ло­ пасть находится в пределах полного воздействия па нее

=-V ^ •

шV 2Р

Минимальное число лунок

4. Дифференцирующий и интегрирующий гироскоп

Наряду с гиростабилизирующими устройствами типа гировер­ тикали или гирогоризонта в электронавигационной автоматике используются гироскопические указатели и датчики угла поворота и угловой скорости, представляющие собой гироскоп с двумя сте­ пенями свободы. Конструктивно это все тот же трехстепенной ги­ роскоп (см. рис. 79), но с закрепленным внешним кольцом карданова подвеса.

Если закрепленное и тем самым жестко связанное с корпусом самолета внешнее кольцо карданова подвеса повернется вместе с корпусом самолета на небольшой угол а, то подвижное внут­ реннее кольцо соответственно отклонится на пропорциональный

,угол р, моделируемый выходным напряжением цепи потенциомет­ ра, по которому перемещается щетка, укрепленная на внутреннем подвижном кольце подвеса гироскопа. Усиленное напряжение по­ дается на исполнительный электродвигатель следящего привода, воздействующий на систему рулей, выравнивающих положение самолета. Происходит так называемая одноосная стабилизация по­ следнего. Очевидно, что скорость поворота самолета на угол а будет

С помощью описанной гироскопической системы можно осу­ ществить поворот самолета на нужный угол а с заданной угловой 'скоростью <оп. Для этого используется специальный задатчик угла а, в обмотку возбуждения которого подается ток, пропорцио­

Направление поворота подвижного кольца карданова подвеса предопределяется полярностью пли фазой тока задатчика.

Скорость поворота под воздействием задатчика со3 такова, что возникающий в результате вращения гироскопический момент,

на синус угла между векторами скоростей главного и переносного

где со3 — угловая скорость разворота, обеспечиваемая задатчиком.

Отсюда

Сигналы датчиков отрабатываются бортовым счетно-вычислитель­ ным устройством.

Акселерометр (см. рис. 90) включает в себя инерциальиую массу 1, уравновешенную на рамке 2 восьмью одинаково натяну­ тыми витыми цилиндрическими пружинами 4 и четырьмя плоскими пластинчатыми пружинами 3; цилиндр 5 и поршень 6 успокоителя,' шарнирно связанный поводком 7 с рамкой 2; потенциометрическую колодку 8 и токосъем.ную щетку 9 преобразователя ускорения, воз­ никающего под воздействием бокового увода ракеты, в пропорцио­ нальное ему электрическое напряжение; интеграторы ускорения и скорости увода. Акселерометры работают в диапазоне ускорений (10-Е-20) g и выше. Точность измерения с помощью акселерометра составляет ( 1 0 - 4 1 0 _ J ) g .

Рис. 91

• Гироплатформа [ЗІ] доухгироскопной силовой системы (см. рис. 91) образуется двумя связанными между собою, внешней 1 и внутренней 2, рамками со взаимно пергоендмкулярньши осями.

На внутренней рамке размещены гироскопы 4 и 12, обладаю­ щие двумя степенями свободы относительно гироплатформы. Углы поворота рамок 3 и 10 гироскопов регистрируются датчиками 6 и 9. Двухстепенной гироскоп не сохраняет неизменным направление своей оси в пространстве с изменением положения основания. Тем не менее, если основание вращать вокруг вертикальной оси, то двухстепенной гироскоп будет совершать вынужденную прецессию.

Со стороны гироскопа на внутреннюю ось будет действовать пара сил, стремящаяся кратчайшим путем установить ось враще­ ния гироскопа параллельно оси вынужденного вращения. Момент

этой пары будет гироскопическим моментом. Гироскопический эф­ фект имеет место у ротора турбины, в шарикоподшипниках. На нем основан принцип силовой гироскопической стабилизации и устройство приборов типа гироскопических датчиков угловых ско­ ростей (указатель поворота) [12], возникающих под воздействием внешнего момента сил увода ракеты. Пусть .момент действует отно­ сительно оси Y (см рис. 91). При этом гироскоп 4 прецессирует, стремясь совместить вектор своего кинетического момента с векто­ ром возмущающего момента. При повороте рамки 3 относительно платформы с датчика 6 снимается напряжение, пропорциональное углу поворота рамки. Двигатель 7 развивает момент относительно оси внешней рамки / платформы, противоположной по знаку внеш­ нему .моменту.

Гироскоп 4 будет прецессировать до тех пор, пока внешний мо­ мент не уравновесится моментом двигателя 7. Аналогично ведет се­

которые подаются в виде напряжения сигналы, вырабатываемые пелен'гацнонным устройством.

Ракета имеет три акселерометра, два из них воспринимают бо­ ковые ускорения, третий—ускорение ракеты в направлении полета.

С помощью двух интеграторов автоматически вычисляются от­ клонения ракеты по высоте и направлению; третья пара интегра­ торов определяет скорость и пройденный путь ракеты по заданной траектории.

Наведение ракеты на цель осуществляется в условиях фиксиро­ ванной или нефиксированной траектории. В первом случае цель и точка старта ракеты неподвижны относительно земной поверхно­ сти, во .втором— ракета наводится по подвижной, маневрирующей цели. ,.

По неподвижным траекториям наводятся баллистические и кры­ латые ракеты класса «Земля — Земля». •

Кинематическое уравнение движения ракеты в вертикальной