МосковскийАвиационный Институт
(ГосударственныйТехнический Университет)
Отчет по лабораторнойработе по дисциплине:
«Гироскопическиесистемы»
По теме
«Гироскопическаякурсовертикаль»
Выполнил:
студент гр. 03-411
Смирнов С.Ю
Принял
преподаватель
Корягин Л.И
Москва 2009г.
Состав
1. Гироскопическийагрегат состоит из следующих основных узлов:
1) трех гироскопических узлов одинаковойконструкции;
2) корректирующего устройства;
3) трех датчиков дистанционной передачи;
4) разгрузочных электродвигателей средукторами;
5) токоподводов;
6) преобразователя координат;
7) курсовой, продольной и поперечнойкардановых рам;
8) основания с амортизаторами и кожухом;
9) виражного механизма с виражным маятниковыми силовым сельсином;
10) группы конденсаторов и сопротивленийдля регулирования процесса координированного разворота.
/>
Назначение и принципдействия
Гироскопический агрегатпредназначен для измерения курса самолета и положения самолета относительногоризонта. Также гироскопический агрегат служит датчиком управляющих сигналов(выдаваемых в виде напряжений переменного тока), пропорциональных угламотклонения самолета от заданного курса и горизонта. Гироскопический агрегатпредставляет собой стабилизированную “географически” платформу P. Платформапомещена в кардановом подвесе с осями /> и />, имеет степень свободыотносительно подвеса вокруг оси />. Таким образом, платформа Р имееттри степени свободы. На платформе P установлены гироскопы А, В и С. Каждый изгироскопов имеет, кроме собственного вращения роторов, степень свободыотносительно платформы. Гироскоп А имеет степень свободы относительно платформывокруг оси />,параллельной плоскости платформы. Ось собственного вращения гироскопа А всегдаостается в плоскости, которая перпендикулярна плоскости платформы Р и заключаетв себе ось />.
Гироскопы В и С имеютстепени свободы относительно платформы Р и, соответственно, вокруг осей /> и />,перпендикулярных к плоскости платформы. Оси собственного вращения гироскопов Bи С остаются в плоскости, параллельной плоскости платформы. Кроме того, осисобственного вращения гироскопов В и С расположены под углом />друг к другу, а осьвращения ротора гироскопа А лежит на биссектрисе угла между осями вращенияроторов гироскопов B и С.
Гироскоп Астабилизирует платформу в азимуте, гироскопы В и С стабилизируют платформу вгоризонте.
Для сохраненияуказанного расположения гироскопов относительно платформы Р применены разгрузочныеили стабилизирующие двигатели M1, М2 и М3. Под действием моментов сил трения восях карданова подвеса и оси платформы, а также, если платформа имеет некоторую«маятниковость», под действием моментов сил тяжести и сил инерции, возникающихпри маневрах самолета, гироскопы будут прецессировать вокруг своих осейпрецессии. Работу компенсации действия внешних моментов на гироскопы ивыполняют разгрузочные двигатели, удерживая гироскопы вблизи их нормальногоположения относительно платформы Р.
Разгрузочный двигательM1 укреплен жестко на основании гироскопического агрегата (основание неизменносвязано с самолетом). Через редуктор ось ротора двигателя M1 соединена с осью />внешней(поперечной) кардановой рамы гироагрегата. Двигатель M2 укреплен на внешнейкардановой раме. Ось ротора двигателя соединена через редуктор с осью /> внутренней(продольной) кардановой рамы. Двигатель M3 укреплен на платформе Р. Ось егоротора соединена через редуктор с шестерней, жестко закрепленной на внутреннейраме. Двигатель M3 управляется гироскопом A. Двигатели M1 и M2 управляются отсовместных сигналов гироскопов B и С.
Измерение величины иопределение знака угла отклонения гироскопов относительно платформы Р подвоздействием внешних моментов производится с помощью трех стержневыхиндукционных датчиков ИД, укрепленных на оси прецессии каждого гироскопа.Напряжение, снимаемое с индукционного датчика, усиливается усилителем иподводится в виде управляющего напряжения к соответствующему разгрузочному двигателю.Каждый из этих двигателей при получении управляющего напряжения развиваетмомент, равный и противоположный по знаку возмущающему моменту. Таким образом,происходит компенсация (или разгрузка) возмущающих моментов, вследствие чегооси карданова подвеса оказываются “освобожденными” от трения.
Для контролягоризонтального положения платформы и для коррекции в горизонте служатустановленные на платформе жидкостные переключатели П1 и П2. Жидкостныйпереключатель является чувствительным элементом системы коррекции в горизонте. Каждыйиз переключателей представляет собой контактный уровень (описаниепереключателей см. в гл. II, раз.13). Коррекция происходит следующим образом вкаждом переключателе к одной паре противоположно расположенных контактовподключены электромагнитные датчики моментов (ДМ1, ДМ2). Переключателирасположены на платформе P таким образом, что контакты, соединенные с датчикоммоментов, расположены на перпендикулярных осях. При отклонении платформы P отгоризонтального положения одна из катушек соответствующего электромагнитногодатчика моментов включается и на гироскоп накладывается вращающий моментотносительно его оси прецессии. В результате воздействия этого моментаплатформа вместе с гироскопом будет прецессировать к горизонтальному положению.
В азимуте платформа врабочем режиме корректируется путем подачи сигналов переменного тока на ту илидругую 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 курсовогогироскопа подается постоянный ток.
Распределениеуправляющих сигналов от датчиков гироскопов B и C по соответствующимразгрузочным двигателям выполняется с помощью преобразователя координат ПК. Этоделается потому, что платформа вместе с гироскопами и датчиками, управляющимиразгрузочными двигателями М1 и М2 стабилизирована относительно пространственныхкоординат, а сами разгрузочные двигатели ориентированы по осям самолета.Поэтому связь между индукционными датчиками и разгрузочными двигателями должнакоординироваться в соответствии с расположением гиромоторов B и C относительногоризонтальных осей карданного подвеса.
Преобразователькоординат
Преобразователь координатиспользуется в гироскопическом агрегате автопилота в качестве фазовращателя,дающего два напряжения, фаза которых соответствует углу поворота ротора и имеетвзаимный сдвиг 90°. В гироскопическом агрегате преобразователь координатпреобразует величину напряжений, соответствующие системе координаториентированной относительно Земли в величины напряжений, соответствуют системекоординат, жестко связанной с самолетом (отсюда и название).
/>
Преобразователькоординат представляет собой индукционный фазорегулятор, выполненный по типуасинхронной машины с трехфазной обмоткой на статоре и двумя раздельнымиобмотками на роторе, оси которых сдвинуты между собой на 90°.
При питании, обмоткистатора трехфазным напряжением в индукционной системе преобразователя координатвозникает круговое вращающееся поле, которое не зависит от положения ротора(при симметричной нагрузке вторичных обмоток), что в свою очередь обуславливаетсоответствие фаз напряжений на обмотках ротора углу поворота ротора. Практическинапряжение на обмотках ротора несколько колеблется при повороте, чтообусловлено инструментальными погрешностями.
Напряжения на обмоткахротора могут быть выражены следующим образом:
U’рот=kU1sin(wt + a)
U”рот=kU2cos(wt + a)
гдеа- угол поворота ротора относительно начального положения соответствующегонулевому фазовому сдвигу относительно оси одной из обмоток ротора.
Съем сигналов,пропорциональных угловому отклонению самолета и дистанционная передача ихприемникам для дальнейшей отработки и съема производится с помощью системысельсиновой дистанционной передачи, состоящей из плоских сельсинов. ДатчикиДП1, ДП2 и ДП3 этой системы установлены на каждой из осей карданного подвеса, врезультате чего имеется возможность получать сигналы, пропорциональныеотклонению самолета по крену, курсу и тангажу.