ДЕМОНСТРАЦИОННЫЙ ГИРОСКОПИЧЕСКИЙ ИНТЕГРАТОР
DEMONSTRATION GYROSCOPIC INTEGRATOR

Изобретение относится к наглядным учебным пособиям, а именно к учебным демонстрационным приборам, и может быть использовано как для наглядной демонстрации работы гироскопического интегратора продольных ускорений, так и в учебных целях при изучении цикла дисциплин по гироскопическим приборам.
Известен гироскопический интегратор (ГИ) продольных (линейных) ускорений (Гироскопические системы. Часть II. Гироскопические приборы и системы. Под ред. Д.С.Пельпора. - М.: Высшая школа. - 1971, стр.103, рис.2.7), который состоит из трехстепенного гироскопа с центром масс, смещенным вдоль оси вращения гиромотора относительно оси подвеса гироузла, на которой установлен датчик углов прецессии, подключенный через усилитель стабилизации (или без него) к стабилизирующему мотору (СМ), кинематически связанному с полуосью подвеса наружной рамы, с другой полуосью которой кинематически связан датчик углов, измеряющий в заданном масштабе проекцию кажущейся скорости ракеты на ось наружной рамы.
Недостатком данной схемы ГИ как демонстрационного прибора является отсутствие возможности демонстрировать работу при действии реальных ускорений, изменяющихся во времени и возникающих при полете ракеты на активном участке. При этом также требуются дополнительные схемные решения, позволяющие имитировать программный разворот ракеты по тангажу и варьирующие различные способы управления СМ.
Известен также управляемый трехстепенный гироскоп (Данилин В.П. Гироскопические приборы. - М.: Высшая школа. - 1965, стр.288-289, рис.40.1, рис.40.2), например, построенный по схеме обычного гирополукомпаса с коррекцией по перпендикулярности рамок, который можно частично приспособить для решения задачи - построения демонстрационного ГИ. Устройство состоит из трехстепенного астатического гироскопа, гироузел которого состоит из гиромотора, помещенного в гирокожух (внутреннею рамку), с полуосями которого кинематически связаны роторы датчика моментов (ДМ) и датчика углов прецессии (ДУП), а статоры установлены в наружной рамке, с полуосями которой кинематически связаны роторы системного датчика углов (СДУ) и коррекционного мотора (КМ), играющего роль стабилизирующего мотора (СМ), к которому подключен через усилитель ДУП. Статоры СДУ и СМ установлены в корпусе прибора.
Недостатком данной схемы как демонстрационного прибора является отсутствие возможности демонстрировать работу ГИ при имитации программного разворота ракеты по тангажу, а также требуются дополнительные схемные решения, позволяющие варьировать различные способы управления CM - линейное и релейное управление в различных схемах ГИ.
Для сравнительного анализа с заявляемым изобретением принят гироагрегат с компенсацией кардановой погрешности, входящий в состав одного из типов курсовых систем, например КС-6 (Михайлов О.И., Козлов И.М., Гергель Ф.С. Авиационные приборы. - М.: Машиностроение. - 1977, стр.218, рис.9.21). Гироагрегат представляет трехстепенный управляемый гироскоп, который содержит гироузел, состоящий из гиромотора, помещенного в гирокожух (внутреннею рамку), с полуосями которого кинематически связаны роторы датчика моментов (ДМ) и датчика углов прецессии (ДУП), а статоры установлены в наружной рамке, с полуосями которой кинематически связаны роторы системного датчика углов (СДУ) и коррекционного мотора - стабилизирующего мотора, к которому подключен через усилитель ДУП. Статоры СДУ и СМ установлены в дополнительной раме, с полуосями которой кинематически связаны роторы датчика углов и двигателя отработки (ДО), а статоры размещены в корпусе прибора (СМ и ДО могут выполняться по редукторной или безредукторной схемам), при этом управляющий сигнал на ДО подается с усилителя, состоящего из усилителей напряжения и мощности, вход которого электрически соединен с выходом датчика углов, установленного на оси подвеса дополнительной рамы. В схемах гироагрегатов этот датчик углов по типу следящей системы соединяется с аналогичным датчиком углов гировертикали и в результате ось наружной рамы с помощью ДО удерживается практически в вертикальном положении.
Недостатком прототипа является невозможность его использования в качестве демонстрационного гироскопического интегратора с необходимым набором функциональных характеристик.
Технический результат, на достижение которого направлено заявляемое изобретение, заключается в расширении демонстрационных возможностей предлагаемого устройства - демонстрационного гироскопического интегратора в плане приближения показа работы ДГИ к реальным условиям полета ракеты, т.е. когда имитируется реально действующий инерционный момент, происходит программный разворот оси наружной рамы по тангажу, варьируются различные способы управления СМ и введена наглядная визуализация.
Технический результат достигается тем, что в демонстрационный гироскопический интегратор, содержащий трехстепенной астатический гироскоп, гироузел которого своими полуосями подвеса установлен в наружной раме, которая своими полуосями подвеса установлена в дополнительной раме, полуоси которой кинематически связаны с корпусом прибора, при этом с полуосями гироузла, наружной и дополнительной рам кинематически соответственно связаны датчик моментов и датчик углов прецессии, подключенный к последовательно соединенным предварительному усилителю, фазочувствительному выпрямителю и корректирующему звену; системный датчик угла и стабилизирующий мотор, на вход которого подключен усилитель мощности канала стабилизации; датчик углов тангажа и двигатель отработки, на вход которого подключен усилитель канала разворота дополнительной рамы, введены пульт управления, первый-четвертый выходы которого соответственно соединены с управляющими входами первого-четвертого коммутаторов, сигнальные входы которых соответственно подключены к выходу корректирующего звена и выходам первого-третьего нелинейных элементов, а сигнальные выходы четырех коммутаторов соединены с входом усилителя мощности канала стабилизации; управляющую ЭВМ, к параллельному порту которой подключены последовательно соединенные системный датчик угла, первый преобразователь напряжений и преобразователь «аналог-код», выход первого последовательного порта подключен к входу первого преобразователя «код-аналог», выход которого соединен с первым входом сумматора, на второй вход которого подключен выход второго преобразователя напряжений, вход которого соединен с выходом датчика угла тангажа, а выход сумматора соединен с входом усилителя канала разворота дополнительной рамы, при этом к выходу второго последовательного порта подключены последовательно соединенные второй преобразователь «код-аналог» и усилитель мощности канала имитации продольных ускорений, выход которого подключен к входу датчика момента.
Сущность изобретения поясняется схемами, приведенными на фиг.1 и фиг.2, и графиками, представленными на фиг.3 и фиг.4. На фиг.1 изображена структурно-кинематическая схема демонстрационного гироскопического интегратора продольных ускорений, на которой приняты следующие обозначения:
1 - гироузел (ГУ): гиромотор с внутренней рамкой (ВР);
2 - наружная рама (HP);
3 - дополнительная рама для имитации разворота ГИ по тангажу;
4 - полуоси подвеса ГУ;
5 - датчик угла прецессии (ДУП), служит для регистрации угла поворота ГУ относительно HP (5.1 - статор ДУП, 5.2 - ротор ДУП);
6 - датчик момента (ДМ), на который подается сигнал, пропорциональный ускорению ракеты для имитации инерционного момента от ускорения ракеты (6.1 - статор, 6.2 - ротор);
7 - полуоси подвеса наружной рамы;
8 - системный датчик угла (СДУ) скорости ракеты (выходной ДУ), угол его поворота в определенном масштабе пропорционален линейной скорости ракеты в проекции на продольную ось;
9 - стабилизирующий мотор (СМ) (9.1 - статор СМ, 9.2 - ротор СМ);
10 - полуоси подвеса дополнительной рамы (ДР);
11 - двигатель отработки (ДО), имитирующий разворот ракеты по тангажу (11.1 - статор ДО, 11.2 - ротор ДО), который может передавать момент на ось подвеса ДР как через редуктор, так и непосредственно;
12 - датчик угла тангажа (ДУТ) (12.1 - статор ДУТ, 12.2 - ротор ДУТ);
13 - редуктор двигателя отработки;
14 - предварительный усилитель (ПУ) контура стабилизации (КС);
15 - фазочувствительный выпрямитель (ФЧВ) в КС;
16 - пульт управления, служит для выбора линейного или нелинейного законов управления СМ;
17 - корректирующее звено (КЗ) линейного КС;
18 - первый нелинейный элемент - НЭ1, асимметричный, обеспечивающий работу на «одном контакте»;
19 - второй нелинейный элемент - НЭ2 с симметричной зоной нечувствительности;
20 - третий нелинейный элемент НЭЗ с зоной гистерезиса;
21 - первый управляемый коммутатор;
22 - второй управляемый коммутатор;
23 - третий управляемый коммутатор;
24 - четвертый управляемый коммутатор;
25 - усилитель мощности КС;
26 - усилитель мощности канала имитации продольных ускорений;
27 - первый преобразователь «код-аналог»;
28 - управляющая ЭВМ, работающая в реальном времени и имеющая внутренние технические средства для ввода - вывода цифровой информации (подключения преобразователей «аналог-код», т.е. АЦП и «код-аналог», т.е. ЦАП) в параллельном или последовательном кодах;
29 - второй преобразователь «код-аналог»;
30 - первый преобразователь напряжений;
31 - сумматор с двумя входами;
32 - усилитель канала разворота ДР по тангажу;
33 - второй преобразователь напряжений;
34 - преобразователь «аналог-код»;
др
Z - ось вращения ДР;
гу
Z - ось вращения ГУ;
нр
X - ось вращения HP, в идеале совпадает с продольной осью ракеты;
α - угол поворота HP вокруг своей оси, угол поворота ротора СДУ 8.2 относительно статора 8.1, пропорциональный измеренной продольной скорости;
θк
U - напряжение команды для программного разворота ДГИ по тангажу;
θд
U - напряжение, пропорциональное действительному углу тангажа ДГИ;
θк
θд
ΔU=U-U - напряжение, пропорциональное разности между программным и действительным углом тангажа ДГИ.
Управляемые коммутаторы 21-24 имеют по одному управляемому входу, а также по одному сигнальному входу и выходу. По тексту управляемые коммутаторы будем называть просто коммутаторами.
На фиг.2 изображены статические характеристики линейного КС по моменту с учетом насыщения (фиг.2а) и характеристики нелинейных по напряжениям: первый НЭ 18 (фиг.2б), второй НЭ 19 (фиг.2е), третий НЭ 20 (фиг.2г), которые соответственно можно представить в виде
При этом приняты следующие обозначения:
β - угол отклонения гироузла относительно оси подвеса ГУ;
м
y
м
β - максимальный угол отклонения гироузла относительно оси подвеса ГУ, определяющий зону пропорциональности, угол отклонения до упора β>β;
см
M - момент стабилизирующего мотора;
фчв
U - выходное напряжение ФЧВ, т.е. входное напряжение НЭ,;
нэ
U - выходное напряжение НЭ;
Δ
U - зона нечувствительности НЭ;
0
U - величина выходного напряжения НЭ.
На фиг.3 приведены графики изменения программных значений угловой скорости  и угла тангажа θ на активном участке полета ракеты.
На фиг.4 приведены графики изменения программных значений продольного (тангенциального) ускорения  и продольной скорости V на активном участке полета ракеты.
На фиг.3 и фиг.4 также указаны характерные временные интервалы активного участка полета ракеты:
1
t - время полета на вертикальном участке;
2
1
t-t - время полета, когда происходит программное изменение угла тангажа;
3
2
к
t-t - время полета, когда программное значение угла тангажа фиксировано и равно θ=43°;
3
t - суммарное время полета на активном участке.
Описание статики демонстрационного гироскопического интегратора. Демонстрационный гироскопический интегратор содержит трехстепенной астатический гироскоп, гироузел 1 которого своими полуосями подвеса 4 установлен в опорах подвеса (например, шарикоподшипниках) наружной рамы 2, которая своими полуосями подвеса 7 установлена в дополнительной раме 3, полуоси 10 которой кинематически связаны с корпусом прибора. С полуосями 4 гироузла 1 жестко соединены ротор 5.2 датчика углов прецессии и ротор 6.2 датчика моментов, статоры 5.1 и 6.1 которых жестко закреплены на наружной рамке 2. С полуосями 7 наружной рамки 2 жестко соединены ротор 8.2 системного датчика углов и ротор 9.2 стабилизирующего мотора, статоры 8.1 и 9.1 которых жестко закреплены на дополнительной раме 3. С полуосями 10 дополнительной рамы 3 жестко связаны ротор 12.2 датчика углов тангажа и выходная шестерня 13.2 редуктора, при этом статор 12.1 датчика углов тангажа жестко закреплен на корпусе, а входная шестерня 13.1 редуктора жестко соединена с валом двигателя отработки 11.
Датчик углов прецессии 5 через последовательно соединенные предварительный усилитель 14 и фазочувствительный выпрямитель 15 подключен одновременно к входу корректирующего звена 17 и к входам группы нелинейных элементов 18, 19 и 20, выходы которых соответственно соединены с сигнальными входами коммутаторов 21-24, сигнальные выходы которых подключены на вход усилителя мощности КС 25, выход которого соединен со стабилизирующим мотором 9 (ротором 9.2). Управляющие входы коммутаторов 21-24 соединены соответственно с первым-четвертым выходами пульта управления 16.
Системный датчик угла 8 через последовательно соединенные первый преобразователь напряжений 30 и преобразователь «аналог-код» 34 подключен к параллельному порту управляющей ЭВМ 28.
Первый последовательный порт управляющей ЭВМ 28 через первый преобразователь «код-аналог» 27 подключен к первому неинвертирующему входу сумматора 31, на второй инвертирующей вход которого через второй преобразователь напряжений 33 подключен выход датчика углов тангажа 12.
Второй последовательный порт управляющей ЭВМ 28 через последовательно соединенные второй преобразователь «код-аналог» 29 и усилитель мощности канала имитации продольных ускорений 26 подключен к входу датчика моментов 6.
Выход сумматора 31 через усилитель 32 канала разворота дополнительной рамы подключен на вход двигателя отработки 11, который через редуктор 13 кинематически (шестерни редуктора 13.1 и 13.2) связан с полуосью 10 подвеса дополнительной рамы 3.
Описание работы демонстрационного гироскопического интегратора
Демонстрационный гироскопический интегратор в плане описания его работы рационально представить в виде функционально связанных контуров (подсистем):
- подсистема стабилизации, состоящая из линейного и нелинейных контуров стабилизации;
- подсистема формирования программного угла тангажа (формируется программно в управляющей ЭВМ 28);
- подсистема формирования программного продольного ускорения (формируется программно в управляющей ЭВМ 28);
- контур имитации действия инерционного момента от продольных ускорений объекта;
- контур программного разворота по углу тангажа;
- подсистема съема сигнала;
- подсистема управления и визуализации.
Подсистема стабилизации
Система стабилизации состоит из линейного или релейного (нелинейного) контуров стабилизации, которые предназначены для поддержания перпендикулярности вектора кинетического момента к оси наружной рамы.
Демонстрацию работы линейного или релейного контуров стабилизации следует проводить без подачи моментов на датчик моментов 6, которые имитируют инерционное воздействие.
Линейный контур стабилизации
Этот контур организуется, если с первого выхода пульта управления 16 сигнал подается на управляющий вход коммутатора 21, который срабатывает и через его замыкающий контакт создается цепь: датчик углов прецессии 5, предварительный усилитель 14, фазочувствительный выпрямитель 15, корректирующее звено 17, сигнальные вход-выход коммутатора 21, усилитель мощности 25, стабилизирующий мотор 9. Параметры контура выбираются исходя из заданной статической точности, устойчивости и качества переходных процессов.
Нелинейные контуры стабилизации
В ДГИ формируется три нелинейных контура, определяемых типом нелинейных элементов, характеристики которых представлены на фиг.2. Для выбора типа нелинейных элементов служит ПУ 16, который по сигналам, подаваемым со второго, третьего или четвертого выходов, управляет соответственно коммутаторами 22, 23 или 24, которые срабатывают и формируют релейные цепи стабилизации: ДУП 5, предварительный усилитель 14, фазочувствительный выпрямитель 15, нелинейный элемент 18, 19 или 20, усилитель мощности 25, стабилизирующий мотор 9.
При появлении угла β, вызываемого возмущающим моментом по оси подвеса HP 7, с ДУП 5 сигнал о неперпендикулярности оси собственного вращения гироскопа к оси подвеса HP подается через названные выше линейные или нелинейные контуры на СМ 9, который накладывает на наружную раму по оси ее подвеса момент, противоположный возмущающему.
Для наблюдения демонстрационного эффекта, связанного с работой КС, необходимо сигнал датчиков углов прецессии подавать на многоканальный осциллограф с памятью, где можно будет наблюдать установившееся смещение и затухающие нутационные колебания для линейного КС или смещение центра и автоколебания при управлении с нелинейными элементами.
Подсистема формирования программного угла тангажа
Алгоритм формирования заданного угла тангажа можно построить на основании динамических уравнений движения ракеты или из кинематических соотношений, отражающих реальное изменение угла тангажа, которые реализуются в ЭВМ 28.
В качестве примера покажем кинематическую реализацию программного изменения угла тангажа в ЭВМ 28.
0
к
При старте ракеты и движении ее на активном участке угол тангажа (точнее угол наклона траектории) изменяется во времени от θ=90° (вертикальный старт) до заданного значения в конце активного участка, например, θ=43° следующим образом:
1
t - время полета на вертикальном активном участке;
1
2
t-t - время полета на активном участке, когда происходит программное изменение угла тангажа;
1
2
f(t) - гладкая функция, характеризующая изменение угла тангажа в диапазоне 90°≥θ≥43°, когда время изменяется на интервале t≤t≤t;
2
к
f(t)=θ=43° - угол тангажа, соответствует углу бросания;
2
2
к
t≤t≤t - время полета на активном участке с углом тангажа θ;
3
t - суммарное время полета на активном участке.
Отправным моментом формирования угла тангажа будет допущение об изменении угловой скорости на активном участке, соответствующее (4). Предположим, что угловая скорость  на активном участке изменяется по квадратичному закону
где коэффициенты A, B, C подлежат определению исходя из граничных условий по угловой скорости  и граничного условия для изменения угла θ, а именно
1
2
Решая систему (6) при t=30c и t=300c, получим следующие значения коэффициентов A, B, C
-6
-4
-2
А=0,25·10; B=-0,82·10; C=0,22·10.
Следовательно, в соответствии (5) и (6) программные значения угловой скорости и угла тангажа на активном участке будут изменяться в функции времени следующим образом
Графики программного изменения угловой скорости и угла тангажа, соответствующие выражениям (7) и (8), приведены на фиг.3а и фиг.3б.
θk
θд
Сформированное в реальном масштабе времени программное значение угла тангажа в виде двоичного кода поступает на первый последовательный порт ЭВМ 28 (на фиг.1 выход первый), который соединен с первым преобразователем «код-аналог» 27. Полученное напряжение U поступает на первый неинвертирующий вход сумматора 31, на второй инвертирующий вход которого поступает напряжение - U преобразователя 33, которое соответствует действительному углу тангажа, измеренному датчиком угла тангажа 12. Выходной сигнал ΔU сумматора 31 усиливается в усилителе 32 и поступает на двигатель отработки 11, который через редуктор 13 разворачивает дополнительную раму 2 в сторону уменьшения рассогласования ΔU.
θк
θд
Демонстрацию контура, который имитирует разворот ракеты по тангажу, можно проводить сначала без включения гироскопической части устройства. При этом на двулучевом осциллографе следует наблюдать два сигнала: U и U, которые должны быть практически идентичны.
Подсистема формирования программного продольного ускорения и скорости
Эта подсистема в данном демонстрационном устройстве необходима для формирования напряжения, пропорционального продольному ускорению .
Как и при формировании программного изменения угла и угловой скорости тангажа, формирование программных значений продольного ускорения  и продольной скорости V должно базироваться как на динамической, так и на кинематической моделях, что не влияет на особенности построения демонстрационного устройства. В качестве примера рассмотрим один из вариантов кинематической модели, причем первичным будет формирование .
Предположим, что продольное ускорение и время связаны между собой соотношением, описывающим уравнение эллипса
из которого находим зависимость
2
где a(t) - продольное ускорение по завершению программного изменения угла тангажа.
Интегрируя (9), получим соответственно продольную скорость
Графики изменения продольного ускорения и скорости, построенные в ЭВМ по формулам (9) и (10), представлены соответственно на фиг.4а и фиг.4б.
При этом приняты следующие значения параметров:
1
2
3
t=30 c; t=300 c; t=330 c;
2
2
a(t)=1,5 g=14,715 м/c;
3
V(t)=3907,853 м/с.
и
При демонстрации будут сравнивать текущие значения программной V(t) и приборной (измеренной) V(t) продольной скоростей, измеряемой демонстрационным гироинтегратором, но существенное значение имеет величина скорости в конце активного участка.
Контур имитации действия инерционного момента от продольных ускорений объекта.
Смоделированный ЭВМ 28 кодовый сигнал об ускорении объекта в виде n-разрядного кода
где  - максимально возможное значение ускорения, например, равное 8 g;
p
[i]=0 или 1 - содержимое i-го разряда;
- вес i-го разряда.
со второго последовательного порта поступает на второй преобразователь «код-аналог» 29, в котором он преобразуется в аналоговый сигнал и через усилитель мощности канала имитации продольных ускорений 26 поступает на КМ 6.1-6.2, который создает момент, имитирующий инерционный момент от действия продольных ускорений
,
где  - масштабный коэффициент выходного сигнала ЭВМ;
ка
K - коэффициент передачи преобразователя «код-аналог» 29;
ум
K - коэффициент передачи усилителя 26;
дм
K - коэффициент передачи (крутизна) датчика моментов 6;
- программное (модельное) ускорение, сформированное в ЭВМ 28.
Под действием этого момента гироскоп начнет прецессировать вокруг оси HP 7 с угловой скоростью
которая должна тождественно равняться угловой скорости прецессии для варианта, когда гироскопический интегратор построен по классической схеме со смещенным центром масс относительно оси подвеса гироузла вдоль оси вращения гиромотора
где m, l - масса и плечо небаланса гироузла.
Из равенства угловых скоростей (11)и(12) следует выражение для необходимой крутизны датчика моментов (6)
Сигнал, пропорциональный углу α, снимается СДУ 8, который поступает на первый преобразователь напряжений 30, а дальше в преобразователе «аналог-код» 34 формируется в кодовый сигнал, который через параллельный порт поступает в ЭВМ 28, где сравниваются смоделированный и приборный (полученный) сигналы по скорости.
Контур программного разворота по углу тангажа
θk
к
θд
д
θк
θд
нр
д
к
Смоделированный кодовый сигнал управления, пропорциональный углу тангажа, с ЭВМ (28) поступает через первый последовательный порт на вход первого преобразователя «код-аналог» (27), в котором он преобразуется в аналоговый сигнал U, пропорциональный командному углу тангажа θ, поступает на первый вход сумматора (31). На второй вход сумматора (31) по цепи: датчик углов тангажа (12) - второй преобразователь напряжений (33), поступает сигнал U отрицательной обратной связи, который определяется действительным углом тангажа θ. Если разностный сигнал ΔU-U-U равен нулю, то после усиления в усилителе (32) он подается на двигатель (11), который через редуктор (13) разворачивает дополнительную раму (3), а вместе с ней и демонстрационный интегратор (ось чувствительности к ускорениям - X) таким образом, чтобы θ=θ.
Подсистема управления и визуализации
Подсистема управления состоит из пульта управления 16, по командам которого можно изменять тип контура стабилизации, и управляющей ЭВМ, которая выдает две команды управления: «Исходное положение», когда выходные сигналы первого и второго последовательных портов ЭВМ 28 равны нулю, и «Работа интегратора», когда на указанные порты поступают программные сигналы угла тангажа и продольного ускорения, а параллельный порт настроен на прием информации с системного датчика углов 8 через соответствующие преобразователи 30 и 34.
Подсистема визуализации представляет экран монитора, на который программным путем выводится следующая информация:
п
- программные значения угла тангажа, продольной скорости V и ускорения;
- измеренный угол поворота наружной рамки интегратора (определяется сигналом системного датчика 8);
и
- измеренная продольная скорость V, которая определяется по сигналу системного датчика угла в соответствующем масштабе;
- относительная погрешность измерения продольной скорости в процентах, определяемая по формуле
.
Кроме того, могут измеряться с помощью осциллографа или другими средствами сигналы двух датчиков углов: тангажа 12, который будет показывать угол рассогласования, прецессии 5, который будет характеризовать точность работы системы стабилизации.
Последовательность демонстрации работы ДГИ
Подготовка ДГИ к демонстрации.
1. Включить ЭВМ, установить режим «Исходное положение». Выбрать одну из моделей движения ракеты (возможно иметь одну модель).
2. Включить питание гиромотора. Например, это трехфазное питание U=365, f=400 Гц.
3. После набора гиромотором рабочих оборотов подать питание на все электронные устройства. При этом с помощью пульта управления 16 выбираем линейный контур стабилизации (подаем управляющий сигнал на коммутатор 21). В результате работы следящей системы управления положением дополнительной рамы 3 ось 7 наружной рамы 2 займет вертикальное положение, в результате работы контура стабилизации ось ротора гиромотора (вектор ) с точностью до ошибки стабилизации займет положение, перпендикулярное оси 7 наружной рамки 2. Для правильной работы ДГИ необходимо, чтобы перед «стартом» сигнал с системного датчика 8 равнялся нулю. Если системный датчик импульсный, никаких специальных мер применять нет необходимости (счет импульсов начнется в момент перехода в режим «Работа интегратора»), если системный датчик аналоговый, то начальный угол должна определять ЭВМ так же, как это будет происходить в процессе работы, или использовать для начальной выставки датчик моментов 6, на который будет подаваться сигнал, пропорциональный углу, измеряемому системным датчиком 8.
Демонстрация работы ДГИ в виртуальном полете
Задаем на ЭВМ режим «Работа интегратора». При этом в реальном масштабе времени начинают формироваться программные значения угла тангажа, ускорения и скорости ракеты по формулам (8), (9) и (10).
θк
θд
θк
θд
При этом в соответствии с программным углом тангажа формируется на выходе преобразователя «код-аналог» 27 напряжение U, которое в сумматоре 31 сравнивается с действительным напряжением U датчика тангажа 6. Разностный сигнал ΔU=U-U формирует управление двигателем отработки 11, который через редуктор разворачивает дополнительную раму 3 и соответственно наружную раму 2 вперед по направлению полета, например, за плоскость рисунка.
Одновременно в соответствии с программным изменением ускорения (9) на второй последовательный порт ЭВМ 28 поступает его кодовый аналог, преобразуемый устройством «код-аналог» 29 в напряжение управления, которое после усилителя 26 подается на датчик моментов 6. Тем самым формируется имитационный инерционный управляющий момент, который вызывает прецессию гироскопа вокруг оси подвеса наружной рамы 7. Как следует из (11), угол поворота наружной рамки будет пропорционален скорости ракеты и фиксируется системным датчиком 8. Для оценки точности определения скорости этот угол в виде напряжения по измерительной цепи: системный датчик угла 8, первый преобразователь напряжений 30, преобразователь «аналог-код» 34, параллельный порт ЭВМ 28, поступает, например, в оперативную память, далее масштабируется в сигнал по скорости и направляется на программное устройство визуализации (например, если в качестве среды программирования используется MatLab, то этим устройством будет "plot").
В реальном времени на устройстве визуализации может просматриваться вся вышеперечисленная информация.
Отдельным экспериментом демонстрируется влияние типа контура стабилизации на точность определения скорости в конце активного участка виртуального полета ракеты. Для этого с пульта управления 16 подают управляющие сигналы на один из коммутаторов 22, 23 или 24, организуя соответствующий нелинейный контур стабилизации.
Таким образом, предлагаемый демонстрационный гироскопический интегратор позволяет демонстрировать работу устройства при условиях, приближенных к реальному применению объекта: наличие программного разворота оси чувствительности по тангажу и имитации действия продольных ускорений в модельном полете.
При построении системы стабилизации можно сформировать либо линейный, либо наиболее распространенные нелинейные контуры стабилизации и оценить их влияние на точность определения скорости на активном участке модельного полета.
Применение демонстрационного гироинтегратора в качестве учебного прибора позволит построить интересные в познавательном смысле лабораторные работы по курсу типа «Инерциальные приборы управления», а при проектировании или модернизации подобных приборов служит дополнительным инструментом для проведения исследований.
Работоспособность демонстрационного гироинтегратора проверялась путем имитационного моделирования на ЭВМ, когда движение ракеты на активном участке было представлено кинематической моделью, а гироинтегратор - полной математической моделью с учетом инерционных членов и модели стабилизирующего мотора.