Гироскопическая курсовертикаль

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.