Движение платформы с гироскопами

Проводятся исследования движения гироскопа, установленного на платформе, совершающей поступательные периодические движения высокой частоты в направлении одной оси, например в направлении оси (линейная вибрация), и движение платформы в заданной плоскости, когда каждая точка ее перемещается по окружности (круговая вибрация). Кроме того, основание вибрирующей платформы движется вместе с гироскопом с ускорением. Считаем, что элементы гироскопа, подверженные действию перегрузок, не деформируются, т. е. являются абсолютно жесткими, и что люфты в подшипниках осей ротора и карданова подвеса отсутствуют. [c.224]

Исследование движения одноосного гиростабилизатора на трехкомпонентном стенде показывает, что присущее именно такому стенду движение платформы порождает у гиростабилизаторов постоянную составляющую скорости прецессии гироскопа, иногда достигающую весьма значительной величины. Вместе с тем такой стенд не отражает реального движения самолета, так как продольное движение самолета не зависит от бокового и имеет частоту, отличную от частоты бокового движения, колебания же платформы трехкомпонентного стенда относительно прямоугольных осей координат х , i/i, Zi происходит с одинаковым периодом и постоянным сдвигом фаз. Таким образом, общепринятые испытания гиростабилизаторов на трехкомпонентных стендах не соответствуют реальным условиям полета и могут привести к браковке качественных приборов. [c.392]

Движение платформы вокруг оси г не стабилизировано и платформа поворачивается вокруг этой оси вместе с самолетом, При этом повороты самолета вызывают отклонение рамок карданова подвеса гиростабилизатора в абсолютном пространстве, что приводит к возникновению инерционных моментов (см. гл. IV), являющихся наряду с моментами трения в опорах осей рамок карданова подвеса моментами внешних сил по отношению к гироскопам, уста- [c.435]

Трехосные, или пространственные, гиростабилизаторы служат для стабилизации и управления платформой гиростабилизатора с установленными на ней различными устройствами вокруг трех осей стабилизации (рис. XX.1) Хо, /о связанных с платформой. Платформа трехосного гиростабилизатора имеет три степени свободы вращения относительно корпуса самолета и, следовательно, в отличие от двухосных гиростабилизаторов и гироскопов в кардановом подвесе, стабилизирующих какой-либо объект в заданной плоскости, осуществляет стабилизацию и управление движением платформы в пространстве трехосные гиростабилизаторы являются пространственными гиростабилизаторами. Применяются гиростабилизаторы, основанные на принципе силовой и индикаторно-силовой гироскопической стабилизации. С использованием трехосных гиростабилизаторов строят центральные пилотажные датчики курса и направления вертикали, головки самонаведения ракет, инерциальные системы навигации и др. В последнем случае гироскопическими чувствительными элементами платформы обычно служат поплавковые гироскопы, взвешенные в жидкости. [c.475]

Дифференциальные уравнения (XX 1.19) движения платформы гиростабилизатора с датчиками угловой скорости позволяют определить реакцию платформы гиростабилизатора на возмущающие моменты, действующие как вокруг осей прецессии гироскопов (моменты Мр, Мр и Мт ), так и вокруг осей Хд, уд, г, связанных с платформой (моменты Мур и Л/ / ). [c.541]

Примером системы такого рода может служить система, содержащая гироскопы С подшипниками без трения, когда движение платформы, на которой укреплен гироскоп, испытывает трение релеевского типа. [c.199]

Движение платформы гиростабилизатора с поплавковыми интегрирующими гироскопами (рис. 4.3) в значительной мере опреде- [c.83]

ГСП — гиростабилизированная платформа. Стабилизация платформы, на которой располагаются приборы и устройства, нуждающиеся в стабилизации при движении объекта, осуществляется гироскопами совместно с различными электроавтоматическими устройствами. [c.185]

Определение погрешностей стабилизации платформы гиростабилизатора в пространстве для произвольного движения самолета или ракеты, на которой установлен гиростабилизатор, не приводит к наглядным физическим обозримым результатам, что особенно важно при изложении сложного теоретического курса инженерам. При этом определяются погрешности стабилизации платформы или оси ротора гироскопа для основных, наиболее важных с точки зрения эксплуатации движений самолета или ракеты. Такими движениями являются прямолинейный полет самолета — поступательное движение, разворот, периодические колебания самолета вокруг его центра тяжести, вираж, фигуры высшего пилотажа (петля, бочка, иммельман и др.). [c.12]

Для поворота оси z ротора гироскопа одноосного гиростабилизатора или платформы двух- или трехосного гиростабилизатора в каком-либо заданном направлении или для обеспечения слежения за целью с помощью головки самонаведения, установленной на платформе гиростабилизатора, гироскопической системой управляют с помощью моментных датчиков, расположенных на осях ее прецессии. На рис. РВ.1 и РВ.З представлен силовой одноосный гиростабилизатор, движением оси z ротора гироскопа которого управляют моментным датчиком 3. Рассмотрим движение одноосного силового гиростабилизатора, нагруженного постоянным моментом М%, действующим вокруг оси X его прецессии. [c.317]

При увеличении крутизны Ку характеристики разгрузочного устройства и малых величинах V и уо углы аир поворота гироскопов относительно платформы уменьшаются и в пределе стремятся к нулю. В результате оси г/х и хц роторов гироскопов поворачиваются в пространстве вокруг оси г вместе с платформой, вынужденное движение которой вокруг оси 2 в данном случае определяется движением самолета. [c.471]

П е л ь п о р Д. С. Влияние инерции рамок кардана на движение гироскопа, установленного на вибрирующей платформе. Известия высших учебных заведений, Приборостроение , 1959, т. II, № 5. [c.560]

Из формулы (VIII.76) видно, что при уменьшении амплитуды перегрузки п , возникаюш ей при вибрации (t7i -7- 0), когда перегрузка, обусловленная движением платформы с постоянным ускорением, больше вибрационной перегрузки, скорость прецессии оси z ротора гироскопа, порождаемая трением в подшипниках оси наружной рамки карданова подвеса при круговой вибрации, стремится к нулю. Величина скорости прецессии оси z ротора гироскопа в том случае, когда отношение изменяется в пределах от 1 до оо, определяется из (VIII.74). [c.238]

В отличие от геометрической погрешности карданова подвеса виражная погрешность не является периодической функцией угла ф, а возрастает пропорционально времени виража. Правая часть формулы (XIV.3) для малого угла уо совпадает с формулой (XIII.34), которая определяет постоянную составляющую скорости прецессии гироскопа вокруг оси г/1, возникающую под действием сильного разгрузочного двигателя на трехкомпонентном стенде. При движении платформы трехкомпонентного стенда и на вираже ось y наружной рамки карданова подвеса гироскопа описывает в пространстве круг.лый конус с вер- [c.394]

Рассмотрим движение платформы двухосного гиростабилизатора с осями роторов гироскопов, параллельными оси 2 (см. рис. XVII.1). Обратимся к рис. XVIII.1, а и б если (Т = р = о, то измерительные оси О2 уп и 0 Хх лежат в плоскости ху и поворот платформы в пространстве вместе с самолетом возможен лишь вокруг оси 2, перпендикулярной плоскости ху. Плоскость ху на рис. XVIII.1, а заштрихована сплошными линиями. [c.452]

Определим инерционный момент, возникающий при движении платформы, внутренней и наружной рамок карданова подвеса вокруг оси г/ . По аналогии с инерционным моментом, возникающим при движении гироскопа в кар-дановом подвесе ( 1.4), [c.489]

Развитие авиационной и ракетной техники выдвинуло ряд новых задач теории относительного движения и теории гироскопов. В наших современных курсах механики и сборниках задач по теоретической механике подавляющее большинство рекомендуемых примеров рассматривается в предположении, что Земля неподвижна и системы координат, связанные с Землей, можно считать инерциаль-ными. Полеты межконтинентальных баллистических ракет, полеты искусственных спутников, полеты к Луне, полеты к планетам солнечной системы требуют более широкого взгляда на явления механического движения. Гироскопические устройства на летательных аппаратах (гирогоризонт, гировертикант, гиростабилизированные платформы, автопилоты) находятся, как правило, в условиях, когда точки подвеса гироскопов совершают неинерциальные движения и механические задачи существенно усложняются. [c.30]

Последние два слагаемых в правой части этого уравнения определяются наличием перекрестной связи их надлежит принимать во внимание при проектировании стабилизированной платформы или другой системы, использующей гироскопы. Так как гироскоп работает около нулевого положения, то следует рассматривать а>г, и Шо как величины, определяемые действием сервосистемы платформы, на которые налагаются синусоидальные и случайные колебания, возникающие от вибраций. Вынужденные колебания при надлежащем соотношении фаз, влияние перекрестной связи и некоммутативность конечных вращений могут вызвать уход гироскопа [9, 10, И]. Момент Т действует на гироскоп подобно входной угловой скорости и, следовательно, изменяет опорную ориентацию гироскопа он определяется реактивным моментом генератора моментов и всеми посторонними и непредвиденными моментами, которые нежелательны и вызывают дрейф гироскопа или помехи на выходе. Момент Т преодолевает инерцию, вязкое и упругое сопротивление внутреннего кольца, вследствие чего создается выходной угол, или выходной сигнал. Последний приводит в движение серводвигатель, который вращает платформу с такой угловой скоростью, чтобы гироскопический момент Ясо полностью уравновесил приложенный момент Те и момент упругого сопротивления. [c.654]

Гироскопический тахометр установлен на платформе, вращающейся с постоянной угловой скоростью и вокруг оси С. Определить первые интегралы движения, если коэффициент жесткости спиральной пружины равен с, моменты инерции гироскопа относительно главных центральных осей х, у, г соответственно равны А, В и С, причем В = А силы трения на оси г собственного вращения гироскопа уравновешиваются моментом, создаваемым статором электромотора, приводящим во врапгение гироскоп силами трения на оси прецессии н пренебречь. [c.373]

Положим, что ось г/1 платформы в процессе ее движения описывает конус К с угловой скоростью —V и с углом при вершине, равным 2уо (рис. XIII.4, а). Положение гироскопа определим относительно координатного трехгранника х[у[г[, расположенного так, что ось х[ направлена по линии пересечения плоскости Г горизонта и плоскости П платформы, ось г — по линии наибольшего ската платформы, а ось г/[ — перпендикулярно плоскости П платформы. [c.388]

П е л ь п о р Д. С. О влиянии инерции рамок кардана на движение свободного гироскопа, установленного на качающейся платформе. Изд. НДВШ, Машиностроение и приборостроение , 1958, № 4. [c.560]

Сообщая ротору гироскопа максимально возможную угловую скорость Q вращения вокруг оси А А, получили систему, движение которой подчинялось основному закону прецессии. Для воздействия на гироскоп внешним моментом рама была снабжена рукояткой 3. При наклоне вагона на правый борт по ходу движения водитель нажимал на рукоятку 3, стремясь повернуть ее влево. Тем самым создавался действующий на гироскоп относительно оси ВВ момент М, направленный против часовой стрелки, если смотреть на платформу сверху. Под влиянием момента М гироскоп, обладающий кинетическим моментом IQ, получал прецессионное движение вокруг продольной оси СС вагона. В результате ось АА гироскопа кратчайшим путем шла на совмещение с ектрром момента М. Так как станина 2 жестко связана с корпусом вагона, последний участвовал в прецессии гироскопа. В результате этого движения наклон вагона начинал уменьшаться, и когда платформа принимала горизонтальное положение, водитель прекращал нажимать на рукоятку 3. [c.136]

Функциональная схема инерциальной системы без гиростабилизированной платформы [7] приведена на рис. 25. Назначение отдельных блоков понятно из рисунка. Видно, что в системе для счисления пути используются датчики первичной информации и вычислительные устройства. Такими датчиками являются блок гироскопов, блок акселерометров (измерителей ускорений), блок оптических телескопов. Поступаю щая информация обрабатывается в вычислительном устройстве и поступает на органы летательного аппарата, управляющие и регулирующие его движение (рулевые органы, двигательную установку). Все вычисления при работе БИС разбивают на две группы вычисление ориентации объекта и навигационные вычисления. Для коррекции БИС используются оптические телескопические системы типа солнечных или звездных ориентаторов. БИС наиболее чувствительна к ошибкам группы приборов, выдающей информацию об угловом движении объекта. Поэтому использование лазерных датчиков угловой скорости вращения дает существенные преимущества. Ожидается, что с их применением можно построить высокоточную, простую, малогабаритную БИС, пригодную к использованию в быстром а не врирующих объектах. В иностранной печати сообщалось, что если БИС, построенная на роторных гироскопах, стоит 90 000 дол., то использование Лазерных датчиков при сохранении той же точности по- [c.63]

В 1932 г. советские инженеры Л. М. Кофман иЕ. Б. Левенталъ предложили новую схему инерциальной системы для навигации объектов, движущихся вблизи поверхности Земли (рис. 18). На платформе 77, стабилизируемой с помощью гироскопов по трем осям, помещено два ньютонометра и Ау со взаимно ортогональными горизонтальными осями чувствительности. Каждый из них управляет прецессией платформы вокруг горизонтальной оси, перпендикулярной оси чувствительности ньютонометра. Основной элемент новизны предложения состоял в способе вычисления корректирующего момента, налагаемого на гироскопы. Этот момент, а следовательно, и соответствующая скорость прецессии выбирались так, чтобы платформа оставалась в горизонте при любом движении объекта по поверхности Земли. Для этого предлагалось сообщать гироскопу скорость прецессии ю, пропорциональную интегралу по времени от показаний акселерометра, определяя ее по формуле [c.181]

Анализ систем с горизонтируемой платформой связан с выбором ее ориентации в азимуте. Если оси чувствительности акселерометров направлены по касательной к меридиану и параллели, упрощается вычисление скоростей изменения географических координат по показаниям акселерометров. Однако возникают и осложнения. Гироскопу, стабилизирующему платформу в азимуте, необходимо сообщать управляемое прецессионное движение, что, естественно, связано с соответствующими погрешностями. При плавании в 187 высоких широтах это прецессионное движение азимутального гироскопа может быть быстрым и с приближением объекта к полюсу требуемая угловая скорость прецессии устремляется в бесконечность. Ввиду этого системы с географическим направлением осей ньютонометров требуют их переориентации при навигации в высоких широтах. По указанным соображениямвыгодно оставлять платформу свободной в азимуте , т. е. стабилизировать ее таким образом, чтобы проекция ее абсолютной угловой скорости на вертикальную ось оставалась равной нулю. В 50-х годах А. Ю. Ишлинским впервые был построен алгоритм идеальной работы такой системы . [c.187]

Конечно практически задача не столь проста, как это может показаться из описания этого простейшего случая. На рис. 7 представлен один из вариантов схемы инерциальной системы, рассчитанной на произвольное движение объекта- по Земле. Пусть имеется платформа,, оси X я у которой с помощью постороннего источника информации непрерывно ориентируются на восток и север. На платформе установлено два гироскопа, каждый из которых управляется от своего акселерометра, аналогично тому, как это происходит в одногорископной инерциальной системе, описанной выше. [c.62]

Стабилизированная платфор1Ма монтируется в кардано-вом подвесе, который с помощью гироскопов стабилизируется по крену, тангажу и курсу так, чтобы сохранить угловое ориентирование платформы в пространстве постоянным, несмотря на движение ракеты. На платформе обычно монтируются две рамки с взаимно-перпендикулярными осями, которые поворачиваются соответствующими сервоприводами так, что ось прикрепленной к ним оптической системы теплового координатора наводится на цель. [c.75]

Энциклопедия по машиностроению XXL

Оборудование, материаловедение, механика и ...