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. Перейти на страницу: 1 2
Другое по теме:
Расчет антенны со смещенным рефлектором Зеркальные антенны - наиболее распространенный тип остронаправленных СВЧ антенн в радиолокации, космической радиосвязи и радиоастрономии. В процессе проектирования необходимо определить размеры зеркала, распределение поля в раскрыве антен ...