Исследование азимутального гироскопа направления (гироагрегат ГА-6)

УТВЕРЖДАЮ

Директор ЦНИИ «Электроприбор»

академик РАН

___________________В.Г.Пешехонов

"_____"__________________2005 г.

Исследование азимутального гироскопа направления (гироагрегат ГА-6)

Методические указания по выполнению лабораторной работы №1

Авторы:        Л.А. Северов,  В.К. Пономарев

Санкт-Петербург

2006

Цель работы: ознакомление с принципом действия, устройством и электрической схемой азимутального гироскопа направления (гироагрегатаГА-6), а также экспе-риментальное исследование основных инструментальных погрешностей и методических ошибок прибора при работе в составе авиационной курсовой системы ГМК-1.

Принципы построения азимутальных гироскопов направления и элементы теории

Азимутальные гироскопы направления относятся к группе курсовых гироскопов и используются для измерения отклонений  летательного аппарата по курсу относительно опорной системы координат. В авиации гироскопы направления применяются в качестве автономного измерителя или входят в состав  курсовых авиационных систем, где работают совместно с другими датчиками курса. В первом случае их называют гирополукомпасами, во втором – именуют гироагрегатами.

Принципы действия азимутальных гироскопов направления основаны на свойствах гироскопа с тремя степенями свободы сохранять положение оси вращения ротора неизменным в пространстве, а так же прецессировать под воздействием управляющих моментов относительно внутренней и наружной осей подвеса. Ось подвеса наружной рамки в гироскопах  направления ориентируют по вертикальной оси летательного аппарата, при этом главная ось гироскопа с помощью специальных систем удерживается либо в плоскости горизонта (горизонтальная коррекция), либо перпендикулярно оси подвеса наружной рамки (межрамочная коррекция). Ориентация главной оси вращения ротора в координатах  корпуса определяется углом поворота наружной рамки   и углом поворота внутренней рамки относительно наружной . Базовая схема гироскопа направления и система отсчета углов показаны на рисунке 1.

Основные характеристики гироскопа направления можно выявить на основе  уравнений прецессии гироскопа, которые при учете введенных углов ориентации будут иметь вид  [1]

      ,                           (1)

где - кинетический момент гироскопа,   - проекции угловой скорости вращения корпуса прибора на оси ротора без учета его вращения (оси Резаля),  и   - моменты внешних сил, действующих вокруг осей карданова подвеса.

            Принимая внимание расположение прибора на борту летательного аппарата угловые скорости   и  можно выразить через угловые скорости летательного аппарата в связанных осях

                                           (2)

С другой стороны, вектор угловой скорости летательного аппарата является суммой вектора угловой скорости опорной системы координат (в связанных осях) и вектора вращения летательного аппарата относительно опорной системы координат

			Рисунок 1 -  Базовая схема гироскопа направления
		Рисунок 2 -  Электрокинематическая схема гироскопа направления

 

где  - матрица ориентации связанной с летательным аппаратом системы координат относительно опорной системы.

            Компоненты матрицы   находятся по формулам

                                                                            (3)

где   ,  ,     - углы рысканья, тангажа и крена летательного аппарата.

            В качестве опорной системы координат обычно выбирают нормальную ортодромическую систему, в которой ось  - направлена по вертикали от центра Земли, а оси   и  - лежат в горизонтальной плоскости, причем    - направляется вдоль линии заданного пути (ЛЗП), то есть по касательной к ортодромическому экватору.

В этом случае

 ;

 ;

                                                                 (4)

где - угловая скорость вращения Земли,  - широта места,  - угол поворота ортодромии относительно меридиана, R - радиус Земли,    - ортодромическая широта.

Если азимутальный гироскоп направления установлен  неподвижно  на земной поверхности, то     ,  и

                                                                  (5)

С учетом выражений (5) уравнения прецессии гироскопа направления (1) перепишутся в виде:

Отсюда

                                   (6)          

Как видно, под воздействием внешних возмущающих моментов и вращения Земли наблюдается непрерывное движение наружной и внутренней рамок гироскопа. При этом, если вращение наружной рамки не отражается на функциональных способностях прибора, то вращение внутренней рамки ведет к опасности потери его работоспособности в результате сложения рамок  (лишения одной степени свободы).

            Для исключения возможности сложения рамок в гироскопах направления используют систему горизонтальной или межрамочной коррекции. Наибольшее распространение на практике получила система горизонтальной коррекции, которая реализуется  путем установки на внутренней рамке (гироузле) чувствительного  к отклонению от плоскости горизонта жидкостного маятникового переключателя и датчика момента размещенного по наружной оси подвеса. При наличии отклонения главной оси гироскопа от плоскости горизонта сигнал с маятникового переключателя подается на датчик момента вызывая прецессию гироскопа относительно внутренней оси. В ходе прецессии гироузел приходит в исходное положение, при котором  и . Если это условие выполняется точно, то движение наружной рамки относительно корпуса будет описываться более простым уравнением

 .

            Среди внешних  возмущающих моментов  наибольшее влияние  на уход гироскопа  направления по курсу оказывает остаточный момент несбалансированности   и момент трения по внутренней оси подвеса . Для компенсации видимого ухода гироскопа и уходов инструментального характера в гироскопах  направления  применяют систему азимутальной коррекции, работа которой в одном из вариантов ее реализации основана на создании управляемой прецессии гироскопа в точности равной его уходу под воздействием возмущающих факторов. Управляемая прецессия создается с помощью датчика момента размещенного по внутренней оси подвеса гироскопа, а требуемая величина напряжения , подаваемого на датчик момента, в зависимости от широты места и суммарной величины момента несбалансированности и момента трения, вырабатывается в пульте управления  гирополукомпаса или курсовой системы