Индикаторные и индикаторно -силовые гс

Индикаторные и индикаторно-силовые ГС бывают одноосные, двухосные и трех­осные. К индикаторным ГС относят такие, в которых возмущающие моменты, действую­щие по осям стабилизации, компенсируются только стабилизирующим двигателем. Гиро­скопические моменты гироскопов, противодействующие возмущающим, либо отсутств у­ют, либо настолько малы, что ими можно пренебречь. В качестве гироскопических чувст­вительных элементов в индикаторных ГС применяются астатические гироскопы, ДУС, интегрирующие и дважды интегрирующие гироскопы с двумя степенями свободы (в том числе и нетрадиционных схем). Сигналы с гироскопов через усилители поступают на ста­билизирующие двигатели. В соответствии с типом чувствительного элемента управление стабилизирующими двигателями осуществляется по углу стабилизации, по угловой ско­рости изменения угла стабилизации и по интегралу изменения угла стабилизации.

Рис. 6

Рассмотрим кратко работу индикаторного ГС на астатических гироскопах. На рис.6 показана кинематическая схема индикаторного ГС на астатических гироскопах (расположение гироскопов на платформе может быть и иным). На платформе 3, подве­шенной во внутренней и внешней рамках 4 и 5, размещены два астатических гироскопа 1 и 2. На оси внешней рамки астатического гироскопа 1 установлен датчик угла ДУ, а на осях внешней и внутренней рамок гироскопа 2 установлены соответственно датчики углов

ДУ2 и ДУ3 .

При отклонениях платформы от ориентации, задаваемой астатическими гироско­пами, с датчиков углов через усилители на стабилизирующие двигатели поступают управ­ляющие сигналы, пропорциональные углам отклонения вокруг соответствующих осей стабилизации. С ДУ₁ сигнал через усилитель поступает непосредственно на СД₂, который развивает стабилизирующий момент и разворачивает платформу вокруг оси стабилизации z к согласованной с астатическим гироскопом 1 ориентации. С ДУ₂ и ДУ₃ управляющие сигналы вначале поступают на преобразователь координат (ПК), а затем на СД _x или СД_У, или на оба вместе, в зависимости от того, как отклонилась платформа - вокруг оси х или оси у, или вокруг обеих осей одновременно.

Далее стабилизирующие двигатели, вращая платформу каждый вокруг своей оси, приводят ее в согласованное с астатическими гироскопами угловое положение. Так обес­печивается стабилизация платформы относительно заданной ориентации. В случае необ­ходимости управление ориентацией индикаторной ГСП можно обеспечить, если на осях подвеса гироскопов предусмотреть датчики моментов (коррекционные двигатели), кото­рые, заставляя прецессировать тот или другой гироскоп, через соответствующие ДУ и СД развернут платформу по заданному закону.

Так, индикаторная ГСП, изображенная на рис. 6, может выполнять функции ги- рокурсовертикали (ГКВ), если на платформе 3 установить жидкостный маятниковый пе­реключатель (обычно для достижения этой цели на платформу устанавливают два акселе­рометра), соединив его надлежащим образом с установленными на осях внешней и внут­ренней рамок гироскопа 2 датчиками моментов. На оси внутренней рамки гироскопа 1 также требуется установить датчик момента, управляющие сигналы на который могут по­ступать от внешних источников информации (какого-либо компаса). (Маятниковый пере­ключатель и датчики моментов на рис. 17 не показаны.)

Таким образом, как видим, платформа индикаторного ГС отслеживает ориента­цию астатических гироскопов. Причем и в режиме стабилизации, и в режиме управления силовыми элементами, обеспечивающими развороты платформы, являются стабилизи­рующие двигатели. Трехстепенные гироскопы в каналах стабилизации играют роль изме­рительных элементов - индикаторов. В общем случае в индикаторных ГС любой из ранее перечисленных чувствительных элементов (гироскопов) является измерительным эле­ментом - индикатором. Именно поэтому такие ГС называют индикаторными.

Например, если в качестве чувствительных элементов ГС применены поплавко­вые интегрирующие гироскопы с малыми кинетическими моментами, то при воздействии возмущающих моментов по осям стабилизации они, по существу, измеряют соответст­вующие углы поворота платформы и управляют стабилизирующими двигателями, прак­тически не участвуя в непосредственной стабилизации. Каналы стабилизации индикатор­ных ГС на практике наиболее часто работают по углу отклонения, т.е. чувствительными элементами являются трехстепенные астатические или двухстепенные интегрирующие гироскопы. При этом для обеспечения работы системы стабилизации принципиально не­обходим угол отклонения платформы, который является погрешностью стабилизации. Снижения этой погрешности обычно добиваются выбором значительного по величине общего коэффициента передачи канала стабилизации (в индикаторных ГС общий коэф­фициент передачи примерно на порядок больше, чем в силовых ГС).

Однако это вступает в противоречие с обеспечением устойчивой работы ГС. По­этому для обеспечения устойчивости ГС при значительных коэффициентах общей пере­дачи в каналы стабилизации вводят различные корректирующие звенья. В индикаторных ГС предъявляются высокие требования к быстродействию канала стабилизации. Статиче­ская точность индикаторных ГС, также как и силовых ГС, определяется дрейфом (собст­венной прецессией) гироскопов, обусловленных остаточными вредными моментами. Од­нако вследствие более легких условий работы гироскопических чувствительных элемен­тов, размещенных на платформе, дрейф индикаторных ГС может быть значительно мень­шим. Именно поэтому они широко применяются в инерциальных навигационных систе­мах.

Рис. 7

Для того чтобы обосновать выделение индикаторно - силовых ГС в самостоятель­ный тип гиростабилизаторов, рассмотрим общую функциональную схему, изображенную на рис.7 , и на ее основе поясним принятый принцип классификации. На рисунке показа­ны: платформа; блок гироскопических чувствительных элементов; внешняя стабилизи­рующая обратная связь - цепь (канал) разгрузки (М_раз); внутренняя стабилизирующая об­ратная связь - момент гироскопической реакции блока гироскопов (М_Г); возмущающий момент в осях прецессии блока гироскопов (М_воз); момент управления (М^_пр) и момент на­грузки (М_нагр) (возмущающий момент) вокруг осей стабилизации. Внешняя обратная связь работает по управляющим сигналам с блока гироскопов. Ей свойственно динамическое запаздывание, обусловленное постоянными времени элементов цепи разгрузки. Гироско­пические элементы в данном случае играют роль индикаторов нагрузки, реагирующих на изменение ориентации платформы. Внутренняя обратная связь обеспечивается непосред­ственно гироскопами; она безынерционна и тем эффективнее, чем больше собственные кинетические моменты гироскопов. Гироскопы в данном случае играют роль непосредст­венных стабилизирующих элементов. В соответствии с рассмотренной общей схемой, в зависимости от принципа построения и роли гироскопических элементов в процессе ста­билизации ГС разделены на рассматриваемые нами типы.

К непосредственным отнесены ГС, не имеющие внешней обратной связи. Стаби­лизации в них обеспечиваются только за счет гироскопического момента.

Индикаторные ГС не имеют внутренней обратной связи. Процесс стабилизации обеспечивается за счет моментов, развиваемых стабилизирующими двигателями. Гиро­скопические элементы выполняют роль индикаторов отклонения платформы.

Силовые ГС имеют внутреннюю и внешнюю стабилизирующие связи. При этом обе обратные связи достаточно равноправны. Для повышения эффективности внутренней обратной связи обычно кинетические моменты гироскопов стараются сделать по возмож­ности большими.

Индикаторно-силовые ГС имеют внутреннюю и внешнюю обратные стабилизи­рующие связи, но благодаря конструктивным связям, прикладываемым относительно осей прецессии двухстепенных гироскопов, ГС ведет себя либо как индикаторный, либо как силовой ГС в зависимости от характера изменения внешнего возмущающего момента, приложенного к платформе.

Вернемся к рассмотрению индикаторно-силовых ГС. Как уже отмечалось, прин­ципиальная схема индикаторно-силовых ГС не отличается от схемы силовых ГС. В инди­каторно-силовых ГС, в качестве гироскопических чувствительных элементов применяют­ся интегрирующие гироскопы и ДУС. Следовательно, в случае применения интегрирую­щего гироскопа преобладающим будет момент диссипативной связи (демпфера), а в слу­чае ДУС - момент позиционной связи (пружины). Поэтому, если принцип работы силово­го и индикаторно-силового ГС одинаков, то процессы стабилизации различаются и зави­сят от типа гироскопических чувствительных элементов и характера возмущений. В инди­каторно-силовых ГС наложение на гироскопы диссипативной и позиционной связей изме­няет их скорости прецессии, а следовательно, и величину гироскопического момента. По­этому роль гироскопов как непосредственных силовых элементов снижена. Выявление всех особенностей поведения индикаторно-силовых ГС возможно лишь на основе анализа их математических моделей, учитывающих тип гироскопического элемента и характер возмущающих воздействий.

Как показывает такой анализ, в индикаторно-силовых ГС при низких частотах ко­лебаний платформы, т.е. при μ < к/Н (к/H - удельная скорость прецессии платформы под действием момента разгрузки) момент нагрузки (возмущающий момент) воспринимает на себя целиком разгрузочный двигатель, а гироскопический момент мал и играет роль демпфирующего момента. Таким образом, на низких частотах индикаторно - силовой ГС ведет себя как индикаторный. На средних частотах индикаторно-силовой ГС функциони­рует также в режиме индикаторного, но имеет при равных условиях лучшие динамические характеристики, чем индикаторные.

По мере возрастания частоты колебаний платформы в районе частоты среза более существенно сказывается временное запаздывание в цепи разгрузки, и в данном случае приобретают большее значение моменты демпфирования, обеспечивающие устойчивость системы и лучшие характеристики стабилизации в переходных и установившихся режи­мах. В этом смысле все большую роль при переходе от низких частот к средним приобре­тает гироскопический момент, выполняющий роль демпфирующего момента. На средних и высоких частотах, наряду с гироскопическим моментом, на процесс стабилизации начи­нают оказывать влияние и инерционные моменты платформы. При высоких частотах ин- дикаторно-силовой ГС имеет характеристики силового. Таким образом, варьируя виды и эффективность накладываемых на гироскопиче­ские чувствительные элементы связей, добиваются желаемых динамических свойств ГС с учетом условий их работы.

Лабораторная работа: «ЭЛЕКТРИЧЕСКИЙ УКАЗАТЕЛЬ ПОВОРОТА ЭУП-53»

Цель и задачи работы

Цель работы - изучить принцип работы и возможности применения двух-степенного гироскопа для измерения угловых скоростей объекта.

Задачи работы - проверить экспериментально основные технические характеристики ЭУП-53; ознакомиться с некоторыми вариантами конструкций указателей поворота и датчиков угловых скоростей (ДУС).

Общие сведения

Электрический указатель поворота ЭУП-53 предназначен для измерения угловой скорости виража. Он представляет собой двухстепенный гироскоп, ось рамки которого направлена на продольной оси самолета; в режиме прямолинейного горизонтального полета ось ротора гироскопа направлена по поперечной оси самолета. Кинетический момент гироскопа Н направлен в сторону левого крыла. Выбор такого направления кинетического момента несколько уменьшает методическую погрешность прибора от крена самолета (см. формулу 5 и рис. 7).

Ротор гироскопа приводится во вращение двигателем постоянного тока. Ток к обмотке якоря подается через графитовые щетки и коллектор. Постоянство скорости вращения ротора обеспечивается центробежным регулятором. Если скорость вращения превышает 6000 об/мин, то, вследствие влияния центробежной силы, размыкаются контакты, и последовательно в обмотку якоря включается добавочное сопротивление, ограничивающее ток, а следовательно, и скорость вращения.

Противодействующий момент создается двумя пружинами, начальное натяжение которых и установка стрелки прибора на нуль может регулироваться с помощью винтов. Поворот гироузла (рамки) передается на стрелку через передаточный механизм. Угол поворота стрелки составляет a = i β (i- передаточное число ).

Демпфирование колебаний гироузла обеспечивается пневматическим демпфером. В дне цилиндра демпфера имеется отверстие, площадь которого регулируется специальным винтом. За счет этого может изменяться степень затухания колебаний.

На шкале прибора нанесено несколько светящихся делений. Крайние деления соответствуют угловой скорости вращения 11,2 град/с, которая достигается при скорости полета V = 500 км/час и крене у = 45°. (В испытуемом приборе шкала заменена для удобства отсчета показаний при экспериментах).

На лицевой части шкалы закреплен указатель скольжения (креноскоп), представляющий собой полую изогнутую стеклянную трубку, заполненную жидкостью (толуолом) и помещенным в нее шариком. Поведение шарика указателя скольжения полностью идентично поведению маятника, подвешенного на нити, длина которого равна радиусу кривизны трубки.

При правильном вираже самолета шарик будет устанавливаться в середине трубки между двумя нанесенными на ней рисками.

В случае, если при вираже шарик отклоняется от среднего положения вправо или влево, - имеет место скольжение самолета соответственно вправо или влево.

При отсутствии угловой скорости виража и линейных ускорений указатель скольжения может служить указателем абсолютного поперечного крена самолета.

Теоретические сведения:

Назначение и принцип действия указателя поворота ЭУП-53. Электрический указатель поворота ЭУП-53 предназначен для индикации прямолинейности полета в азимуте и указания разворота летательного аппарата вокруг вертикальной оси. С помощью электрического указателя поворота летчик определяет направление поворота самолета, контролирует правильность выполнения разворота, а при развороте со скоростью 500 км/час определяет углы крена. (Для ЭУП-53У определение углов крена возможно при скорости 200 км/час). По углу отклонения стрелки можно судить о величине угловой скорости разворота. При скорости полета 500 км/час отклонение стрелки до первого деления шкалы свидетельствует о развороте самолета с креном 15°. При отклонении стрелки до крайнего деления разворот совершается с углом крена 45°. Принцип действия указателя поворота основан на использовании свойств гироскопа с двумя степенями свободы - совмещать ось собственного вращения с осью вынужденного вращения. Электрический указатель поворота ЭУП-53 является комбинированным прибором, который сочетает в себе указатель поворота и указатель скольжения. С помощью указателя скольжения определяется правильность выполнения виража (виража без скольжения). Чувствительным элементом указателя скольжения является шарик, перемещающийся внутри стеклянной трубки. Отклонение шарика вправо или влево от среднего положения как при прямолинейном полете, так и при вираже указывает на соответствующие скольжение летательного аппарата. Основные технические данные указателя поворота ЭУП-53. 1. Чувствительность прибора при нормальных условиях при плоском развороте с угловыми скоростями 0,6 и 1,5 град/сек должна быть соответственно равна 4±2° и 12±2°. 2. Погрешность прибора при нормальных условиях, с кренами 15, 30 и 45° и угловыми скоростями соответственно 1,1; 2,3 и 4 град/сек при скорости полета 500 км/час равна ±1,5°. 3. Погрешность прибора при изменении напряжения источника питания в пределах ±10% к номиналу равна ±1,5°. 4. Несовпадение стрелки с нулевой отметкой шкалы ±1°. 5. Время возвращения стрелки из крайнего положения составляет 3,5 ±0,5 сек. 6. Отклонение стрелки от нулевой отметки шкалы при поперечных кренах прибора ±90° равно ±1°. 7. Потолок работы прибора 20000 м. 8. Температурный интервал работы от +50° до -55° С. 9. Источник питания - постоянный ток напряжением 27 В ±10%. 10. Величина тока, потребляемого прибором - не более 0,13 А. 11. Потребляемая мощность-не более 3,5 Вт. 12. Прочность прибора рассчитана на вибрационное ускорение 1 g с частотой от 20 до 80 Гц. 13. Вес прибора без монтажных деталей 1100 Г. 14. Диаметр прибора 80 мм, длина 147 мм, крепление фланцевое. 15. Скорость вращения ротора - 6000 об\мин.

Если основание, на котором установлен двухстепенный гироскоп (рис. 1), вращается вокруг оси η с угловой скоростью ω, то ротор гироскопа принимает участие в двух вращениях (Ω, ω), и вокруг оси рамки х возникает гироскопический момент Мг . Этот момент приложен со стороны ротора к рамке и равен: Мг = Н ω cos β , где Н - кинетический момент гироскопа, β - угол поворота рамки вокруг оси х из нейтрального (первоначального) положения.

Гироскопический момент (рис. 1) пропорционален угловой скорости поворота основания ω. Следовательно, если каким-либо способом измерить этот гироскопический момент, то можно судить о вeличине угловой скорости основания.

На практике для этой цели обычно используют пружину, момент сил упругости которой уравновешивает гироскопический момент.

Двухстепенные гироскопические измерители угловых скоростей находят широкое применение в системах управления ЛA и других подвижных объектов. В промышленности их принято называть датчиками угловых скоростей или сокращенно ДУС. Иногда их называют гиротахометрами, дифференцирующими гироскопами. К датчикам угловых скоростей, применяемым в системах управления ЛA, предъявляются определенные требования по динамическим характеристикам, поскольку измеряемая угловая скорость в общем случае является величиной переменной как по величине, так и по направлению.

Обычно считают, что, если собственная частота прибора

пять раз больше частоты измеряемого сигнала, то динамические ошибки - запаздывание сигнала по фазе и искажение по амплитуде - находятся в допустимых пределах.

В авиации широкое применение получил двухстепенный гироскопический измеритель угловой скорости разворота (виража) самолета в горизонтальной плоскости, называемый указателем поворота (УП).

Принципиальная кинематическая схема УП (рис. 2) аналогична схеме ДУС. Отличие заключается, в основном, лишь в узле съема показаний - в УП показания осуществляются визуально по шкале. При развороте самолета в горизонтальной плоскости с угловой скоростью ротор 1, в соответствии со свойствами двухстепенного гироскопа, будет поворачиваться вместе с рамкой 2 вокруг оси ОХ в направлении совмещения по кратчайшему пути вектора кинетического момента Н с вектором угловой скорости разворота. При этом палец 4 будет поворачивать вилку 5, а вместе с ней и стрелку 6 по шкале. Когда противодействующий момент от пружины уравновесит гироскопический момент, стрелка прибора установится в определенном положении, отклонившись на угол, качественно характеризующий значение угловой скорости разворота. Колебания подвижной системы будут затухать за счет рассеяния энергии в пневматическом демпфере 7. Шкала указателей поворота, как правило, не имеет оцифрованных делений. На ней обычно наносят три деления - среднее (нулевое) и два крайних, соответствующих максимальному отклонению стрелки. Это объясняется тем, что прибор принципиально не может точно измерять угловую скорость самолета, а лишь указывает направление разворота: ‘‘вправо”, “влево” и качественно характеризует его угловую скорость “больше”, “меньше. Сказанное выше можно пояснить следующим образом.

Рис.2

Как известно, чтобы избежать скольжения, летчики обычно совершают так называемый правильный вираж. Главным условием правильного виража является накренение самолета на такой угол крена у , при котором его нормальная ось (ось ОУс) совпадает с направлением кажущейся вертикали. При вираже самолета (см. рис.7) с угловой скоростью ω Т угол отклонения рамки указателя поворота может быть определен из условия равенства гироскопического момента моменту пружины (переходным процессом подвижной системы пренебрегаем).

Главным образом по этой причине прибор не имеет оцифрованной шкалы. (Можно показать, что однозначная зависимость между углом у и угловой скоростью виража ω устанавливается для условий правильного виража лишь при одном конкретном значении линейной скорости л.a).