RU120491U1 - TWO-AXLE INDICATOR GYRO-STABILIZER - Google Patents

TWO-AXLE INDICATOR GYRO-STABILIZER Download PDF

Info

Publication number
RU120491U1
RU120491U1 RU2012116322/28U RU2012116322U RU120491U1 RU 120491 U1 RU120491 U1 RU 120491U1 RU 2012116322/28 U RU2012116322/28 U RU 2012116322/28U RU 2012116322 U RU2012116322 U RU 2012116322U RU 120491 U1 RU120491 U1 RU 120491U1
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
input
computing unit
output
vukp
vuknr
Prior art date
Application number
RU2012116322/28U
Other languages
Russian (ru)
Inventor
Марина Дмитриевна Малютина
Дмитрий Михайлович Малютин
Original Assignee
Федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего профессионального образования "Тульский государственный университет" (ТулГУ)
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего профессионального образования "Тульский государственный университет" (ТулГУ) filed Critical Федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего профессионального образования "Тульский государственный университет" (ТулГУ)
Priority to RU2012116322/28U priority Critical patent/RU120491U1/en
Application granted granted Critical
Publication of RU120491U1 publication Critical patent/RU120491U1/en

Links

Landscapes

  • Gyroscopes (AREA)

Abstract

Двухосный индикаторный гиростабилизатор, содержащий наружную рамку, установленную на основании с вращением относительно оси параллельной продольной оси ЛА и расположенную в ней платформу, вращающуюся относительно оси перпендикулярной оси вращения наружной рамки, установленный на оси вращения наружной рамки первый датчик момента, вход которого соединен с выходом первого усилителя мощности, вход которого соединен с выходом первого корректирующего фильтра, первый микромеханический датчик угловой скорости, установленный на платформе с осью чувствительности параллельной оси вращения наружной рамки двухосного индикаторного гиростабилизатора; установленный на оси вращения платформы второй датчик момента, вход которого соединен с выходом второго усилителя мощности, вход которого соединен с выходом второго корректирующего фильтра, второй микромеханический датчик угловой скорости, установленный на платформе с осью чувствительности параллельной оси вращения платформы двухосного индикаторного гиростабилизатора, первый микромеханический акселерометр, установленный на платформе с осью чувствительности параллельной оси вращения платформы двухосного индикаторного гиростабилизатора, второй микромеханический акселерометр, установленный на платформе с осью чувствительности параллельной оси наружной рамки двухосного индикаторного гиростабилизатора, первый датчик угла командных сигналов, установленный на оси наружной рамки, второй датчик угла командных сигналов, установленный на оси платформы, оптико-электронный датчик, установленный на платформе с оптической осью перпендикулярной плоскости пла A biaxial indicator gyro stabilizer containing an outer frame installed on the base with rotation about an axis parallel to the longitudinal axis of the aircraft and a platform located in it, rotating about an axis perpendicular to the axis of rotation of the outer frame, a first torque sensor mounted on the axis of rotation of the outer frame, the input of which is connected to the output of the first a power amplifier, the input of which is connected to the output of the first corrective filter, the first micromechanical angular velocity sensor installed on the platform with the axis of sensitivity parallel to the axis of rotation of the outer frame of the biaxial indicator gyro; the second torque sensor mounted on the platform rotation axis, the input of which is connected to the output of the second power amplifier, the input of which is connected to the output of the second corrective filter, the second micromechanical angular velocity sensor mounted on the platform with the axis of sensitivity parallel to the axis of rotation of the platform of the biaxial indicator gyro stabilizer, the first micromechanical accelerometer mounted on a platform with the axis of sensitivity parallel to the axis of rotation of the platform of the biaxial indicator gyro, the second micromechanical accelerometer mounted on the platform with the axis of sensitivity parallel to the axis of the outer frame of the biaxial indicator gyro, the first angle sensor of command signals mounted on the axis of the outer frame, the second sensor of the angle of command signals mounted on the platform axis, an optoelectronic sensor mounted on a platform with an optical axis perpendicular to the plane of the plane

Description

Полезная модель относится к гироскопической технике, а более конкретно к двухосным индикаторным гиростабилизаторам на микромеханических гироскопах, работающим на пилотируемых и беспилотных летательных аппаратах (ЛА) и предназначенных для одновременного выполнения функции стабилизации оптической аппаратуры и управления ее положением в пространстве, а так же функции выработки информации об углах крена и тангажа ЛА.The utility model relates to gyroscopic technology, and more specifically to biaxial indicator gyrostabilizers on micromechanical gyroscopes operating on manned and unmanned aerial vehicles (LA) and designed to simultaneously perform the function of stabilizing optical equipment and controlling its position in space, as well as the function of generating information about the roll angles and pitch of the aircraft.

Известен двухосный индикаторный гиростабилизатор, содержащий наружную рамку, установленную на основании с вращением относительно оси параллельной продольной оси ЛА и расположенную в ней платформу, вращающуюся относительно оси перпендикулярной оси вращения наружной рамки, установленные на осях вращения наружной рамки и платформы исполнительные двигатели, входы которых соединены через усилители с выходами датчиков углов установленного на платформе трехстепенного астатического гироскопа, первый акселерометр с осью чувствительности параллельной оси платформы двухосного индикаторного гиростабилизатора, выход которого соединен через усилитель с входом датчика момента, установленного на оси наружной рамки трехстепенного астатического гироскопа, второй акселерометр с осью чувствительности параллельной оси наружной рамки двухосного индикаторного гиростабилизатора, выход которого соединен через усилитель с входом датчика момента, установленного на оси внутренней рамки трехстепенного астатического гироскопа, первого датчика угла командных сигналов, установленного на оси наружной рамки двухосного индикаторного гиростабилизатора, второго датчика угла командных сигналов, установленного на оси платформы двухосного индикаторного гиростабилизатора (Ягодкин В.В., Хлебников Г.А. Гироскопические приборы баллистических ракет. М., Военное издательство., 1967., 216 с. (с.184-185)).Known biaxial indicator gyrostabilizer containing an outer frame mounted on the base with rotation about an axis parallel to the longitudinal axis of the aircraft and a platform located therein, rotating about an axis perpendicular to the axis of rotation of the outer frame, actuating motors installed on the axis of rotation of the outer frame and platform, the inputs of which are connected through amplifiers with outputs of angle sensors mounted on the platform of a three-stage astatic gyroscope, the first accelerometer with a sensitivity axis a parallel axis of the platform of a biaxial indicator gyrostabilizer, the output of which is connected through an amplifier to the input of a torque sensor mounted on the axis of the outer frame of a three-stage astro gyroscope, a second accelerometer with a sensitivity axis parallel to the axis of the outer frame of a biaxial indicator gyrostabilizer, the output of which is connected through an amplifier to the input of a torque sensor installed on the axis of the inner frame of a three-stage astatic gyroscope, the first angle sensor of command signals, is installed th on the axis of the outer frame biaxial gyrostabilizer indicator, the second sensor angle command signals, installed on a biaxial indicator gyrostabilizer platform axis (VV Yagodkin, GA Hlebnikov Gyroscopic devices of ballistic missiles. M., Military Publishing House., 1967., 216 p. (p. 184-185)).

Двухосный индикаторный гиростабилизатор функционирует в режиме гировертикали, обеспечивает построение местной вертикали на борту ЛА и получение информации об углах крена и тангажа с последующей выдачей в систему управления ЛА. Недостатком такого двухосного индикаторного гиростабилизатора является большая масса и габариты, большое время готовности, поскольку в качестве чувствительного элемента использован трехстепенной электромеханический астатический гироскоп. Кроме того, гиростабилизатор не приспособлен для установки оптической аппаратуры, стабилизации и управления положением оптической аппаратуры в пространстве. Для решения задачи стабилизации и управления оптической аппаратуры в пространстве на борту ЛА необходима установка дополнительно управляемого гиростабилизатора, что приводит к увеличению массы, габаритов и стоимости набортной аппаратуры.The biaxial indicator gyrostabilizer operates in the gyro-vertical mode, provides the construction of a local vertical on board the aircraft and obtains information about the roll and pitch angles with subsequent delivery to the aircraft control system. The disadvantage of such a biaxial indicator gyrostabilizer is its large mass and dimensions, long standby time, since a three-stage electromechanical astatic gyroscope is used as a sensitive element. In addition, the gyrostabilizer is not suitable for installing optical equipment, stabilizing and controlling the position of optical equipment in space. To solve the problem of stabilization and control of optical equipment in space on board an aircraft, it is necessary to install an additionally controlled gyrostabilizer, which leads to an increase in the mass, dimensions and cost of on-board equipment.

Наиболее близким (прототипом) является двухосный индикаторный гиростабилизатор на микромеханических гироскопах, предназначенный для стабилизации и управления оптической аппаратурой в пространстве (Малютин Д.М., Малютина М.Д., Филин И.В. Индикаторный гиростабилизатор на микромеханических гироскопах / Инженерный журнал «Справочник» №1 (166) с Приложением - М.: Издательство «Машиностроение», 2011. - c.44-53.).The closest (prototype) is a biaxial indicator gyrostabilizer on micromechanical gyroscopes, designed to stabilize and control optical equipment in space (Malyutin D.M., Malyutina M.D., Filin I.V. Indicator gyrostabilizer on micromechanical gyroscopes / Engineering Journal Directory "No. 1 (166) with the Appendix - M .: Publishing house" Engineering ", 2011. - p. 44-53.).

Двухосный индикаторный гиростабилизатор содержит наружную рамку, установленную на основании с вращением относительно оси параллельной продольной оси ЛА и расположенную в ней платформу, вращающуюся относительно оси перпендикулярной оси вращения наружной рамки, установленный на оси вращения наружной рамки первый датчик момента, вход которого соединен через первый усилитель мощности и первый корректирующий фильтр с выходом первого микромеханического датчика угловой скорости установленного на платформе с осью чувствительности параллельной оси вращения наружной рамки двухосного индикаторного гиростабилизатора; установленный на оси вращения платформы второй датчик момента, вход которого соединен через второй усилитель мощности и второй корректирующий фильтр с выходом второго микромеханического датчика угловой скорости установленного на платформе с осью чувствительности параллельной оси вращения платформы двухосного индикаторного гиростабилизатора, первый микромеханический акселерометр установленный на платформе с осью чувствительности параллельной оси платформы двухосного индикаторного гиростабилизатора, второй микромеханический акселерометр установленный на платформе с осью чувствительности параллельной оси наружной рамки двухосного индикаторного гиростабилизатора, третий микромеханический акселерометр установленный на платформе с осью чувствительности перпендикулярной плоскости платформы, первый датчик угла командных сигналов, установленный на оси наружной рамки двухосного индикаторного гиростабилизатора, второй датчик угла командных сигналов, установленный на оси платформы двухосного индикаторного гиростабилизатора, оптико-электронный датчик, установленный на платформе так, что его оптическая ось перпендикулярна плоскости платформы двухосного индикаторного гиростабилизатора.The biaxial gyrostabilizer indicator comprises an outer frame mounted on a base rotating about an axis parallel to the longitudinal axis of the aircraft and a platform located therein, rotating about an axis perpendicular to the axis of rotation of the outer frame, a first torque sensor mounted on the axis of rotation of the outer frame, the input of which is connected through the first power amplifier and the first correction filter with the output of the first micromechanical angular velocity sensor mounted on the platform with the sensitivity axis of the parallel Yelnia rotation axis of the outer frame biaxial gyrostabilizer indicator; a second torque sensor mounted on the axis of rotation of the platform, the input of which is connected through a second power amplifier and a second correction filter with the output of the second micromechanical angular velocity sensor mounted on the platform with the sensitivity axis parallel to the rotation axis of the platform of the biaxial gyro stabilizer, the first micromechanical accelerometer mounted on the platform with the sensitivity axis parallel to the platform axis of the biaxial indicator gyrostabilizer, the second micromechanical a an accelerometer mounted on a platform with a sensitivity axis parallel to the outer axis axis of the biaxial indicator gyrostabilizer, a third micromechanical accelerometer mounted on a platform with a sensitivity axis perpendicular to the platform plane, a first command signal angle sensor mounted on the outer axis of the biaxial indicator gyrostabilizer, a second command signal angle sensor mounted on the platform axis of the biaxial indicator gyrostabilizer, optoelectronic sensor, installed It is positioned on the platform so that its optical axis is perpendicular to the platform plane of the biaxial gyrostabilizer indicator.

Недостатком такого двухосного индикаторного гиростабилизатора является то, что он не приспособлен для одновременного выполнения функции стабилизации и управления оптической аппаратурой в пространстве и функции выработки информации об углах крена и тангажа ЛА. В режиме управления двухосным индикаторным гиростабилизатором при отклонении платформы с оптико-электронным датчиком в пространстве система координат связанная с платформой, относительно которой вырабатывается информация об углах крена и тангажа, так же поворачивается в пространстве, в результате чего в выходных сигналах первого датчика угла командных сигналов и второго датчика угла командных сигналов появляется погрешность.The disadvantage of such a biaxial indicator gyrostabilizer is that it is not suitable for simultaneously performing the stabilization and control functions of optical equipment in space and the function of generating information about the roll angles and pitch of an aircraft. In the control mode of a biaxial gyrostabilizer indicator, when the platform with the optoelectronic sensor is deflected in space, the coordinate system associated with the platform, regarding which information about the roll and pitch angles is generated, also rotates in space, as a result of which the command angle and the second angle sensor command signals an error appears.

Технической задачей полезной модели является обеспечение многофункциональности двухосного индикаторного гиростабилизатора, которая заключается в одновременном выполнении двухосным индикаторным гиростабилизатором функции стабилизации и управления оптической аппаратурой в пространстве и функции выработки информации об углах крена и тангажа ЛА.The technical task of the utility model is to ensure the multifunctionality of the biaxial indicator gyrostabilizer, which consists in simultaneously performing the stabilization and control of optical equipment in space and the function of generating information about the roll angles and pitch of the aircraft with the biaxial indicator gyrostabilizer.

Задача решается тем, что двухосный индикаторный гиростабилизатор содержит наружную рамку, установленную на основании с вращением относительно оси параллельной продольной оси ЛА и расположенную в ней платформу, вращающуюся относительно оси перпендикулярной оси вращения наружной рамки, установленный на оси вращения наружной рамки первый датчик момента, вход которого соединен с выходом первого усилителя мощности, вход которого соединен с выходом первого корректирующего фильтра, вход первого корректирующего фильтра соединен с выходом первого сумматора, первый вход которого соединен с выходом первого микромеханического датчика угловой скорости установленного на платформе с осью чувствительности параллельной оси вращения наружной рамки двухосного индикаторного гиростабилизатора, установленный на оси вращения внутренней рамки второй датчик момента, вход которого соединен с выходом второго усилителя мощности, вход которого соединен с выходом второго корректирующего фильтра, вход второго корректирующего фильтра соединен с выходом второго сумматора, первый вход которого соединен с выходом второго микромеханического датчика угловой скорости установленного на платформе с осью чувствительности параллельной оси вращения платформы двухосного индикаторного гиростабилизатора, первый микромеханический акселерометр, установленный на платформе с осью чувствительности параллельной оси вращения платформы двухосного индикаторного гиростабилизатора, выход которого соединен с входом первого усилителя, выход первого усилителя соединен с вторым входом первого сумматора, второй микромеханический акселерометр, установленный на платформе с осью чувствительности параллельной оси наружной рамки двухосного индикаторного гиростабилизатора, выход которого соединен с входом второго усилителя, выход второго усилителя соединен с вторым входом второго сумматора; первый датчик угла командных сигналов, установленный на оси наружной рамки двухосного индикаторного гиростабилизатора, выход которого соединен с первым входом третьего сумматора, второй датчик угла командных сигналов, установленный на оси платформы двухосного индикаторного гиростабилизатора, выход которого соединен с первым входом четвертого сумматора; оптико-электронный датчик, установленный на платформе, оптическая ось которого перпендикулярна плоскости платформы гиростабилизатора, первое устройство управления, выход которого соединен с вторым входом пятого сумматора вычислительного устройства канала наружной рамки (ВУКНР), а также соединен с третьим входом первого сумматора, выход пятого сумматора ВУКНР соединен с первым вычислительным блоком ВУКНР, выход первого вычислительного блока ВУКНР соединен с входом второго вычислительного блока ВУКНР, выход которого соединен с входом третьего вычислительного блока ВУКНР, выход третьего вычислительного блока соединен с вторым входом четвертого вычислительного блока ВУКНР, первый вход которого соединен с выходом второго датчика угла командных сигналов, а выход соединен с входом пятого вычислительного блока ВУКНР, а также соединен с входом шестого вычислительного блока ВУКНР, выход шестого вычислительного блока ВУКНР соединен с входом седьмого вычислительного блока ВУКНР, а также соединен с входом девятого вычислительного блока ВУКНР, выход которого соединен с вторым входом третьего сумматора, выход седьмого вычислительного блока ВУКНР соединен с входом восьмого вычислительного блока ВУКНР, выход которого соединен с третьим входом пятого сумматора ВУКНР, выход пятого вычислительного блока ВУКНР соединен с первым входом пятого сумматора ВУКНР; второе устройство управления, выход которого соединен с вторым входом шестого сумматора вычислительного устройства канала платформы (ВУКП), а также соединен с третьим входом второго сумматора, выход шестого сумматора ВУКП соединен с десятым вычислительным блоком ВУКП, выход десятого вычислительного блока ВУКП соединен с входом одиннадцатого вычислительного блока ВУКП, выход которого соединен с входом двенадцатого вычислительного блока ВУКП, выход двенадцатого вычислительного блока ВУКП соединен с входом тринадцатого вычислительного блока ВУКП, выход которого соединен с входом четырнадцатого вычислительного блока ВУКП, а также соединен с входом пятнадцатого вычислительного блока ВУКП, выход пятнадцатого вычислительного блока ВУКП соединен с входом шестнадцатого вычислительного блока ВУКП, а также соединен с входом восемнадцатого вычислительного блока ВУКП, выход которого соединен с вторым входом четвертого сумматора, выход шестнадцатого вычислительного блока ВУКП соединен с входом семнадцатого вычислительного блока ВУКП, выход которого соединен с третьим входом шестого сумматора ВУКП, выход четырнадцатого вычислительного блока ВУКП соединен с первым входом шестого сумматора ВУКП.The problem is solved in that the biaxial indicator gyrostabilizer contains an outer frame mounted on the base with rotation about an axis parallel to the longitudinal axis of the aircraft and a platform located therein, rotating about an axis perpendicular to the axis of rotation of the outer frame, a first torque sensor installed on the axis of rotation of the outer frame, the input of which connected to the output of the first power amplifier, the input of which is connected to the output of the first correction filter, the input of the first correction filter is connected to the output the first adder, the first input of which is connected to the output of the first micromechanical angular velocity sensor mounted on the platform with a sensitivity axis parallel to the axis of rotation of the outer frame of the biaxial gyrostabilizer mounted on the axis of rotation of the inner frame of the second torque sensor, the input of which is connected to the output of the second power amplifier, the input of which connected to the output of the second correction filter, the input of the second correction filter is connected to the output of the second adder, the first input of the cat The first micromechanical accelerometer mounted on the platform with the sensitivity axis parallel to the rotation axis of the platform of the biaxial indicator gyro stabilizer, the output of which is connected to the input of the first amplifier, is connected to the output of the second micromechanical angular velocity sensor mounted on the platform with the sensitivity axis parallel to the rotation axis of the platform the first amplifier is connected to the second input of the first adder, the second micromechanical accelerator ometr mounted on the platform with the outer frame axis parallel to the axis of sensitivity of the indicator biaxial gyrostabilizer whose output is connected to an input of the second amplifier, the second amplifier output coupled to a second input of the second adder; a first command signal angle sensor mounted on the axis of the outer frame of the biaxial indicator gyrostabilizer, the output of which is connected to the first input of the third adder, a second command signal angle sensor mounted on the platform axis of the biaxial indicator gyrostabilizer, the output of which is connected to the first input of the fourth adder; an optical-electronic sensor mounted on a platform, the optical axis of which is perpendicular to the plane of the gyrostabilizer platform, the first control device, the output of which is connected to the second input of the fifth adder of the external channel channel computing device (VUKNR), and also connected to the third input of the first adder, the output of the fifth adder VUKNR is connected to the first VUKNR computing unit, the output of the first VUKNR computing unit is connected to the input of the second VUKNR computing unit, the output of which is connected to the input the third computing unit VUKNR, the output of the third computing unit is connected to the second input of the fourth computing unit VUKNR, the first input of which is connected to the output of the second angle sensor command signals, and the output is connected to the input of the fifth computing unit VUKNR, and also connected to the input of the sixth computing unit VUKNR, the output of the sixth computing unit VUKNR connected to the input of the seventh computing unit VUKNR, and also connected to the input of the ninth computing unit VUKNR, the output of which is connected to the second the input of the third adder, the output of the seventh computing unit VUKNR is connected to the input of the eighth computing unit VUKNR, the output of which is connected to the third input of the fifth adder VUKNR, the output of the fifth computing unit VUKNR is connected to the first input of the fifth adder VUKNR; the second control device, the output of which is connected to the second input of the sixth adder of the computing device of the platform channel (VUKP), and also connected to the third input of the second adder, the output of the sixth adder of the VUKP is connected to the tenth VUKP computing unit, the output of the tenth VUKP computing unit is connected to the input of the eleventh computing unit VUKP, the output of which is connected to the input of the twelfth computing unit VUKP, the output of the twelfth computing unit VUKP connected to the input of the thirteenth computing about VUKP block, the output of which is connected to the input of the fourteenth VUKP computing unit, and also connected to the input of the fifteenth VUKP computing unit, the output of the fifteenth VUKP computing unit is connected to the input of the sixteenth VUKP computing unit, and also connected to the input of the eighteenth VUKP computing unit, the output of which is connected with the second input of the fourth adder, the output of the sixteenth computing unit VUKP is connected to the input of the seventeenth computing unit VUKP, the output of which is connected to the third input the house of the sixth adder VUKP, the output of the fourteenth computing unit VUKP is connected to the first input of the sixth adder VUKP.

На фиг.1 изображена принципиальная схема двухосного индикаторного гиростабилизатора. На фиг.2 и 3 изображены принципиальные схемы вычислительных устройств каналов наружной рамки и платформы соответственно. На фиг 4. изображена форма управляющего сигнала. На фиг.5 изображен переходный процесс начальной выставки к горизонту по каналу наружной рамки. На фиг.6 изображен процесс поворота платформы с оптико-электронным датчиком, как реакция на управляющий сигнал по каналу наружной рамки. На фиг.7 изображен график ошибки при выработке информации об угле крена ЛА в процессе разворота платформы с оптико-электронным датчиком при подаче управляющего сигнала.Figure 1 shows a schematic diagram of a biaxial indicator gyrostabilizer. Figure 2 and 3 shows a schematic diagram of the computing devices of the channels of the outer frame and platform, respectively. Figure 4. shows the shape of the control signal. Figure 5 shows the transition process of the initial exhibition to the horizon along the channel of the outer frame. Figure 6 shows the process of turning the platform with an optoelectronic sensor, as a reaction to the control signal along the channel of the outer frame. Figure 7 shows a graph of errors in the generation of information about the angle of heel of an aircraft in the process of turning the platform with an optoelectronic sensor when a control signal is supplied.

Двухосный индикаторный гиростабилизатор содержит наружную рамку 1, установленную на основании с вращением относительно оси параллельной продольной оси ЛА и расположенную в ней платформу 2, вращающуюся относительно оси перпендикулярной оси вращения наружной рамки 1, установленный на оси вращения наружной рамки первый датчик момента 3, вход которого соединен с выходом первого усилителя мощности 4, вход которого соединен с выходом первого корректирующего фильтра 5, вход первого корректирующего фильтра 5 соединен с выходом первого сумматора 6, первый вход которого соединен с выходом первого микромеханического датчика угловой скорости 7 установленного на платформе 2 с осью чувствительности параллельной оси вращения наружной рамки 1 двухосного индикаторного гиростабилизатора; установленный на оси вращения платформы второй датчик момента 8, вход которого соединен с выходом второго усилителя мощности 9, вход которого соединен с выходом второго корректирующего фильтра 10, вход второго корректирующего фильтра 10 соединен с выходом второго сумматора 11, первый вход которого соединен с выходом второго микромеханического датчика угловой скорости 12, установленного на платформе 2 с осью чувствительности параллельной оси вращения платформы 2 двухосного индикаторного гиростабилизатора, первый микромеханический акселерометр 13, установленный на платформе 2 с осью чувствительности параллельной оси вращения платформы двухосного индикаторного гиростабилизатора, выход которого соединен с входом первого усилителя 14, выход первого усилителя 14 соединен с вторым входом первого сумматора 6, второй микромеханический акселерометр 15, установленный на платформе 2 с осью чувствительности параллельной оси наружной рамки двухосного индикаторного гиростабилизатора, выход которого соединен с входом второго усилителя 16, выход второго усилителя 16 соединен с вторым входом второго сумматора 11; первого датчика угла командных сигналов 17, установленного на оси наружной рамки 1 двухосного индикаторного гиростабилизатора, выход которого соединен с первым входом третьего сумматора 18, второго датчика угла командных сигналов 19, установленного на оси вращения платформы 2 двухосного индикаторного гиростабилизатора, выход которого соединен с первым входом четвертого сумматора 20; оптико-электронный датчик 21 установленный на платформе 2, оптическая ось которого перпендикулярна плоскости платформы 2 двухосного индикаторного гиростабилизатора гиростабилизатора, первое устройство управления 22, выход которого соединен с вторым входом пятого сумматора 24 вычислительного устройства канала наружной рамки (ВУКНР) 23, а также соединен с третьим входом первого сумматора 6, выход пятого сумматора 24 ВУКНР 23 соединен с первым вычислительным блоком 25 ВУКНР 23, выход первого вычислительного блока 25 ВУКНР 23 соединен с входом второго вычислительного блока 26 ВУКНР 23, выход которого соединен с входом третьего вычислительного блока 27 ВУКНР 23, выход третьего вычислительного блока 27 ВУКНР 23 соединен с вторым входом четвертого вычислительного блока 28 ВУКНР 23, первый вход которого соединен с выходом второго датчика угла командных сигналов 19, а выход соединен с входом пятого вычислительного блока 29 ВУКНР 23, а также соединен с входом шестого вычислительного блока 30 ВУКНР 23, выход шестого вычислительного блока 30 ВУКНР 23 соединен с входом седьмого вычислительного блока 31 ВУКНР 23, а также соединен с входом девятого вычислительного блока 33 ВУКНР 23, выход которого соединен с вторым входом третьего сумматора 18, выход седьмого вычислительного блока 31 ВУКНР 23 соединен с входом восьмого вычислительного блока 32 ВУКНР 23, выход которого соединен с третьим входом пятого сумматора 24 ВУКНР 23, выход пятого вычислительного блока 29 ВУКНР 23 соединен с первым входом пятого сумматора 24 ВУКНР 23; второе устройство управления 34, выход которого соединен с вторым входом шестого сумматора 36 вычислительного устройства канала платформы (ВУКП) 35, а также соединен с третьим входом второго сумматора 11, выход шестого сумматора 36 ВУКП 35 соединен с десятым вычислительным блоком 37 ВУКП 35, выход десятого вычислительного блока 37 ВУКП 35 соединен с входом одиннадцатого вычислительного блока 38 ВУКП 35, выход которого соединен с входом двенадцатого вычислительного блока 39 ВУКП 35, выход двенадцатого вычислительного блока 39 ВУКП 35 соединен с входом тринадцатого вычислительного блока 40 ВУКП 35, выход которого соединен с входом четырнадцатого вычислительного блока 41 ВУКП 35, а также соединен с входом пятнадцатого вычислительного блока 42 ВУКП 35, выход пятнадцатого вычислительного блока 42 ВУКП 35 соединен с входом шестнадцатого вычислительного блока 43 ВУКП 35, а также соединен с входом восемнадцатого вычислительного блока 45 ВУКП 35, выход которого соединен с вторым входом четвертого сумматора 20, выход шестнадцатого вычислительного блока 43 ВУКП 35 соединен с входом семнадцатого вычислительного блока 44 ВУКП 35, выход которого соединен с третьим входом шестого сумматора 36 ВУКП 35, выход четырнадцатого вычислительного блока 41 ВУКП 35 соединен с первым входом шестого сумматора 36 ВУКП 35.The biaxial gyrostabilizer indicator comprises an outer frame 1 mounted on a base rotating about an axis parallel to the longitudinal axis of the aircraft and a platform 2 located therein, rotating about an axis perpendicular to the axis of rotation of the outer frame 1, a first moment sensor 3 mounted on the axis of rotation of the outer frame, the input of which is connected with the output of the first power amplifier 4, the input of which is connected to the output of the first correction filter 5, the input of the first correction filter 5 is connected to the output of the first adder 6, the first input coupled to an output of the first micro-mechanical angular velocity sensor 7 installed on the platform 2 with the outer frame axis parallel to the rotation axis 1 biaxial sensitivity indicator gyrostabilizer; installed on the axis of rotation of the platform of the second torque sensor 8, the input of which is connected to the output of the second power amplifier 9, the input of which is connected to the output of the second correction filter 10, the input of the second correction filter 10 is connected to the output of the second adder 11, the first input of which is connected to the output of the second micromechanical angular velocity sensor 12 mounted on platform 2 with a sensitivity axis parallel to the axis of rotation of platform 2 of a biaxial gyrostabilizer indicator, the first micromechanical accelerator meter 13 mounted on platform 2 with a sensitivity axis parallel to the axis of rotation of the platform of the biaxial indicator gyrostabilizer, the output of which is connected to the input of the first amplifier 14, the output of the first amplifier 14 is connected to the second input of the first adder 6, the second micromechanical accelerometer 15 mounted on the platform 2 with an axis sensitivity of the parallel axis of the outer frame of the biaxial gyrostabilizer indicator, the output of which is connected to the input of the second amplifier 16, the output of the second amplifier 16 is connected to the second input th second adder 11; the first command angle sensor 17 installed on the axis of the outer frame 1 of the biaxial indicator gyrostabilizer, the output of which is connected to the first input of the third adder 18, the second command angle signal sensor 19, installed on the rotation axis of the platform 2 of the biaxial indicator gyrostabilizer, the output of which is connected to the first input fourth adder 20; an optical-electronic sensor 21 mounted on the platform 2, the optical axis of which is perpendicular to the plane of the platform 2 of the biaxial gyro stabilizer gyro stabilizer, the first control device 22, the output of which is connected to the second input of the fifth adder 24 of the external channel channel computing device (VUKNR) 23, and also connected to the third input of the first adder 6, the output of the fifth adder 24 VUKNR 23 is connected to the first computing unit 25 VUKNR 23, the output of the first computing unit 25 VUKNR 23 is connected to the second input about the computing unit 26 VUKNR 23, the output of which is connected to the input of the third computing unit 27 VUKNR 23, the output of the third computing unit 27 VUKNR 23 is connected to the second input of the fourth computing unit 28 VUKNR 23, the first input of which is connected to the output of the second angle sensor command signals 19, and the output is connected to the input of the fifth computing unit 29 VUKNR 23, and also connected to the input of the sixth computing unit 30 VUKNR 23, the output of the sixth computing unit 30 VUKNR 23 is connected to the input of the seventh computing unit 31 VUKNR 23, and is also connected to the input of the ninth computing unit 33 VUKNR 23, the output of which is connected to the second input of the third adder 18, the output of the seventh computing unit 31 VUKNR 23 is connected to the input of the eighth computing unit 32 VUKNR 23, the output of which is connected to the third input of the fifth adder 24 VUKNR 23, the output of the fifth computing unit 29 VUKNR 23 is connected to the first input of the fifth adder 24 VUKNR 23; the second control device 34, the output of which is connected to the second input of the sixth adder 36 of the computing device of the platform channel (VUKP) 35, and also connected to the third input of the second adder 11, the output of the sixth adder 36 of VUKP 35 is connected to the tenth computing unit 37 of VUKP 35, the output of the tenth computing unit 37 VUKP 35 is connected to the input of the eleventh computing unit 38 VUKP 35, the output of which is connected to the input of the twelfth computing unit 39 VUKP 35, the output of the twelfth computing unit 39 VUKP 35 is connected to the input of the eleventh computing unit 40 VUKP 35, the output of which is connected to the input of the fourteenth computing unit 41 VUKP 35, and also connected to the input of the fifteenth computing unit 42 VUKP 35, the output of the fifteenth computing unit 42 VUKP 35 is connected to the input of the sixteenth computing unit 43 VUKP 35, and connected to the input of the eighteenth computing unit 45 VUKP 35, the output of which is connected to the second input of the fourth adder 20, the output of the sixteenth computing unit 43 VUKP 35 connected to the input of the seventeenth computing about block 44 VUKP 35, the output of which is connected to the third input of the sixth adder 36 VUKP 35, the output of the fourteenth computing unit 41 VUKP 35 is connected to the first input of the sixth adder 36 VUKP 35.

Работа устройства происходит следующим образом.The operation of the device is as follows.

При качке основания платформа 2 стремится сохранить свое положение в пространстве (в режиме стабилизации) благодаря обратной связи с первого микромеханического датчика угловой скорости 7 через первый сумматор 6, первый корректирующий фильтр 5, первый усилитель мощности 4 на первый датчик момента 3 по каналу наружной рамки и благодаря обратной связи со второго микромеханического датчика угловой скорости 12 через второй сумматор 11, второй корректирующий фильтр 10, второй усилитель мощности 9 на второй датчик момента 8 по каналу платформы. Передаточная функция первого корректирующего фильтра 5 имеет вид , что обеспечивает интегрирование сигнала первого микромеханического датчика угловой скорости 7 и требуемые запасы устойчивости по каналу наружной рамки. Здесь T1 - постоянная времени первого корректирующего фильтра 5. Передаточная функция второго корректирующего фильтра 10 имеет вид , что обеспечивает интегрирование сигнала второго микромеханического датчика угловой скорости 12 и требуемые запасы устойчивости по каналу платформы. Здесь T2 - постоянная времени второго корректирующего фильтра 10. При начальном отклонении от плоскости горизонта первый микромеханический акселерометр 13 вырабатывает сигнал, пропорциональный отклонению платформы от горизонта по каналу наружной рамки, далее этот сигнал усиливается первым усилителем 14 и поступает на второй вход сумматора 6, что обеспечивает приведение платформы 2 к горизонту (в режиме коррекции) по каналу наружной рамки, второй микромеханический акселерометр 15 вырабатывает сигнал, пропорциональный отклонению платформы от горизонта по каналу платформы, далее этот сигнал усиливается вторым усилителем 16 и поступает на второй вход сумматора 11, что обеспечивает приведение платформы 2 к горизонту (в режиме коррекции) по каналу платформы. При этом оптико-электронный датчик 21 расположен по направлению вертикали, а первый датчик угла командных сигналов 17 вырабатывает сигнал, пропорциональный отклонению ЛА по углу крена, который поступает на первый вход третьего сумматора 18 и далее в систему управления ЛА, второй датчик угла командных сигналов 19 вырабатывает сигнал, пропорциональный отклонению ЛА по углу тангажа, который поступает на первый вход четвертого сумматора 20 и далее в систему управления ЛА. Для отклонения оптико-электронного датчика 21 в пространстве относительно горизонта по оси наружной рамки 1 на угол α первое задающее устройство 22 вырабатывает управляющий сигнал U1, который поступает на третий вход первого сумматора 6, однако поворот наружной рамки 1 с платформой 2 и оптико-электронным датчиком 21 приводит к появлению большой ошибки при выработке сигнала, пропорционального углу крена ЛА. С целью компенсации этой ошибки управляющий сигнал U1 поступает также на второй вход пятого сумматора 24 ВУКНР 23, с выхода которого сигнал поступает на вход первого вычислительного блока 25 ВУКНР 23. Первый вычислительный блок 25 ВУКНР 23 реализует передаточную функцию вида параметр T1 которой устанавливается равным постоянной времени первого корректирующего звена 5. Сигнал с выхода первого вычислительного блока 25 ВУКНР 23 поступает на вход второго вычислительного блока 26 ВУКНР 23, который реализует передаточную функцию вида W2(p)=Kум1, где параметр Kум1 устанавливается равным по величине коэффициенту передачи первого усилителя мощности 4. Сигнал с выхода второго вычислительного блока 26 ВУКНР 23 поступает на вход третьего вычислительного блока 27 ВУКНР 23, который реализует передаточную функцию вида , где параметр Kдс1 устанавливается равным по величине коэффициенту передачи по управляющему воздействию первого датчика момента 3, а параметр Тэм1 устанавливается равным по величине электромагнитной постоянной времени первого датчика момента 3. Выходной сигнал третьего вычислительного блока 27 ВУКНР 23 поступает на второй вход четвертого вычислительного блока 28 ВУКНР 23, на первый вход которого поступает сигнал U5, пропорциональный углу отклонения платформы 2 относительно наружной рамки 1. Четвертый вычислительный блок 28 ВУКНР 23 реализует передаточную функцию вида , где параметр передаточной функции Kду2 устанавливается равным по величине коэффициенту передачи второго датчика угла командных сигналов 19, параметр Jпу устанавливается равным по величине эквивалентному моменту инерции двухосного индикаторного гиростабилизатора по каналу наружной рамки, параметр b1 устанавливается равным по величине коэффициенту вязкого трения по оси наружной рамки 1. Выходной сигнал четвертого вычислительного блока 28 ВУКНР 23 поступает на вход пятого вычислительного блока 29 ВУКНР 23 и на вход шестого вычислительного блока 30 ВУКНР 23. Пятый вычислительный блок 29 ВУКНР 23 реализует передаточную функцию вида W5(p)=Kдус1, где параметр передаточной функции Kдус1 устанавливается равным по величине коэффициенту передачи первого микромеханического датчика угловой скорости 7. Выходной сигнал пятого вычислительного блока 29 ВУКНР 23 поступает на первый вход пятого сумматора 24 ВУКНР 23. Шестой вычислительный блок 30 ВУКНР 23 осуществляет интегрирование входного сигнала и реализует передаточную функцию вида . Выходной сигнал шестого вычислительного блока 30 ВУКНР 23 поступает на вход седьмого вычислительного блока 31 ВУКНР 23, который реализует функцию вычисления синуса входной величины, а также поступает на вход девятого вычислительного блока 33 ВУКНР 23, выходной сигнал которого U2 поступает на второй вычитающий вход третьего сумматора 18. Девятый вычислительный блок 33 ВУКНР 23 реализует передаточную функцию W7(p)=Kду1, где параметр передаточной функции Kду1, устанавливается равным по величине коэффициенту передачи первого датчика угла командных сигналов 17. Выходной сигнал седьмого вычислительного блока 31 ВУКНР 23 поступает на вход восьмого вычислительного блока 32 ВУКНР 23. Восьмой вычислительный блок 32 ВУКНР 23 реализует передаточную функцию вида W8(p)=gK1, где параметр g устанавливается равным величине ускорения свободного падения, а параметр K1 устанавливается равным произведению коэффициентов передачи первого микромеханического акселерометра 13 и первого усилителя 14. Выходной сигнал восьмого вычислительного блока 32 ВУКНР 23 поступает на третий вход пятого сумматора 24 ВУКНР 23. Пятый сумматор 24 ВУКНР 23, первый вычислительный блок 25 ВУКНР 23, второй вычислительный блок 26 ВУКНР 23, третий вычислительный блок 27 ВУКНР 23, четвертый вычислительный блок 28 ВУКНР 23, пятый вычислительной блок 29 ВУКНР 23, шестой вычислительный блок 30 ВУКНР 23, седьмой вычислительный блок 31 ВУКНР 23, восьмой вычислительный блок 32 ВУКНР 23, девятый вычислительный блок 33 ВУКНР 23 с системой связей представляют собой нелинейную динамическую модель двухосного индикаторного гиростабилизатора с замкнутыми контуром стабилизации и замкнутым контуром коррекции по каналу наружной рамки. При подаче на второй вход пятого сумматора 24 ВУКНР 23 управляющего сигнала U1 реакция на выходе шестого вычислительного блока 30 ВУКНР 23 соответствует отклонению платформы 2 с оптико-электронным датчиком 21 в пространстве относительно горизонта по оси наружной рамки 1 на угол α. При подаче на второй вычитающий вход третьего сумматора 18 сигнала с выхода девятого вычислительного блока 33 ВУКНР 23 на выходе третьего сумматора 18 ошибка при выработке информации об угле крена ЛА будет скомпенсирована даже при больших углах поворота α платформы 2 вместе с оптико-электронным датчиком 21 не только в установившемся после поворота платформы 2 режиме, но и во время переходного режима. Сигнал Uγ с коэффициентом передачи Kду1 пропорционален углу крена γ ЛА.When pitching the base, platform 2 seeks to maintain its position in space (in stabilization mode) due to feedback from the first micromechanical angular velocity sensor 7 through the first adder 6, the first correction filter 5, the first power amplifier 4 to the first torque sensor 3 through the outer frame channel and thanks to the feedback from the second micromechanical angular velocity sensor 12 through the second adder 11, the second correction filter 10, the second power amplifier 9 to the second moment sensor 8 through the channel of the platform. The transfer function of the first correction filter 5 has the form that provides integration of the signal of the first micromechanical sensor of angular velocity 7 and the required stability margins along the channel of the outer frame. Here T 1 is the time constant of the first correction filter 5. The transfer function of the second correction filter 10 has the form that provides integration of the signal of the second micromechanical sensor of angular velocity 12 and the required stability margins along the channel of the platform. Here T 2 is the time constant of the second correction filter 10. With an initial deviation from the horizon plane, the first micromechanical accelerometer 13 generates a signal proportional to the deviation of the platform from the horizon along the channel of the outer frame, then this signal is amplified by the first amplifier 14 and fed to the second input of the adder 6, which provides bringing the platform 2 to the horizon (in correction mode) along the channel of the outer frame, the second micromechanical accelerometer 15 generates a signal proportional to the deviation of the platform t horizon channel platform hereinafter this signal is amplified by the second amplifier 16 and fed to a second input of the adder 11, which provides the actuation of the plate 2 to the horizontal (in correction mode) over the channel platform. In this case, the optoelectronic sensor 21 is located in the vertical direction, and the first angle sensor of the command signals 17 generates a signal proportional to the deflection of the aircraft by the angle of heel, which is fed to the first input of the third adder 18 and then to the control system of the aircraft, the second angle sensor of command signals 19 produces a signal proportional to the deviation of the aircraft in pitch angle, which is fed to the first input of the fourth adder 20 and then to the aircraft control system. To deflect the optoelectronic sensor 21 in space relative to the horizon along the axis of the outer frame 1 by an angle α, the first driver 22 generates a control signal U 1 , which is fed to the third input of the first adder 6, however, the rotation of the outer frame 1 with the platform 2 and the optoelectronic the sensor 21 leads to a large error in the development of a signal proportional to the angle of heel of the aircraft. To compensate for this error, the control signal U 1 also goes to the second input of the fifth adder 24 VUKNR 23, the output of which the signal goes to the input of the first computing unit 25 VUKNR 23. The first computing unit 25 VUKNR 23 implements a transfer function of the form the parameter T 1 of which is set equal to the time constant of the first correction link 5. The signal from the output of the first computing unit 25 of VUKNR 23 is fed to the input of the second computing unit 26 of VUKNR 23, which implements a transfer function of the form W 2 (p) = K mind1 , where the parameter K is mind1 is set equal to the transmission coefficient of the first power amplifier 4. The signal from the output of the second computing unit 26 VUKNR 23 is fed to the input of the third computing unit 27 VUKNR 23, which implements a transfer function of the form where the parameter K ds1 is set equal to the transmission coefficient by the control action of the first moment sensor 3, and the parameter T em1 is set equal to the electromagnetic time constant of the first sensor of the moment 3. The output signal of the third computing unit 27 VUKNR 23 is fed to the second input of the fourth computing unit 28 VUKNR 23, the first input of which receives a signal U 5 proportional to the angle of deviation of the platform 2 relative to the outer frame 1. The fourth computing unit 28 VUKNR 23 is implemented t transfer function of the form where the parameter of the transfer function K DN2 is set equal to the transmission coefficient of the second angle sensor of the command signals 19, parameter J PU is set equal to the equivalent moment of inertia of the biaxial indicator gyrostabilizer along the outer frame channel, parameter b 1 is set equal to the coefficient of viscous friction along the axis outer frame 1. The output signal of the fourth computing unit 28 VUKNR 23 is fed to the input of the fifth computing unit 29 VUKNR 23 and to the input of the sixth computing unit 30 VUKNR 23. The fifth computing unit 29 VUKNR 23 implements the transfer function of the form W 5 (p) = K dus1 , where the parameter of the transfer function K dus1 is set equal to the transmission coefficient of the first micromechanical angular velocity sensor 7. The output signal of the fifth computing unit 29 VUKNR 23 arrives at the first input of the fifth adder 24 VUKNR 23. The sixth computing unit 30 VUKNR 23 integrates the input signal and implements the transfer function of the form . The output signal of the sixth computing unit 30 VUKNR 23 is fed to the input of the seventh computing unit 31 VUKNR 23, which implements the function of calculating the sine of the input quantity, and is also fed to the input of the ninth computing unit 33 VUKNR 23, the output signal of which U 2 is supplied to the second subtracting input of the third adder 18. The ninth computing block 33 VUKNR 23 implements a transfer function W 7 (p) = K du1 wherein the parameter of the transfer function K du1, is set equal to the value of the coefficient of transmission of the first command angle sensor ignalov 17. The output signal of the seventh computing block 31 VUKNR 23 is input to the eighth calculation block 32 VUKNR 23. The eighth computing block 32 VUKNR 23 implements the transfer function of the form W 8 (p) = gK 1 wherein g is set to the parameter value of the gravitational acceleration, and the parameter K 1 is set equal to the product of the transmission coefficients of the first micromechanical accelerometer 13 and the first amplifier 14. The output signal of the eighth computing unit 32 VUKNR 23 is fed to the third input of the fifth adder 24 VUKNR 23. Fif the fifth adder 24 VUKNR 23, the first computing unit 25 VUKNR 23, the second computing unit 26 VUKNR 23, the third computing unit 27 VUKNR 23, the fourth computing unit 28 VUKNR 23, the fifth computing unit 29 VUKNR 23, the sixth computing unit 30 VUKNR 23, the seventh computing unit 31 VUKNR 23, the eighth computing unit 32 VUKNR 23, the ninth computing unit 33 VUKNR 23 with a communication system is a non-linear dynamic model of a biaxial indicator gyrostabilizer with a closed stabilization loop and a closed loop correction and on the channel of the outer frame. When applying to the second input of the fifth adder 24 VUKNR 23 a control signal U 1, the reaction at the output of the sixth computing unit 30 VUKNR 23 corresponds to the deviation of the platform 2 with the optoelectronic sensor 21 in space relative to the horizon along the axis of the outer frame 1 by an angle α. When applying to the second subtracting input of the third adder 18 a signal from the output of the ninth computing unit 33 of the VUKNR 23 at the output of the third adder 18, an error in generating information about the roll angle of the aircraft will be compensated even at large rotation angles α of the platform 2 together with the optoelectronic sensor 21 in the mode established after turning the platform 2, but also during the transition mode. The signal U γ with the transmission coefficient K DN1 is proportional to the angle of heel γ LA.

Для отклонения оптико-электронного датчика 21 в пространстве относительно горизонта по оси платформы 2 на угол β второе задающее устройство 34 вырабатывает управляющий сигнал U3, который поступает на третий вход второго сумматора 11, однако поворот платформы 2 с оптико-электронным датчиком 21 приводит к появлению большой ошибки при выработке сигнала, пропорционального углу тангажа ЛА. С целью компенсации этой ошибки управляющий сигнал U3 поступает также на второй вход шестого сумматора 36 ВУКП 35, с выхода которого сигнал поступает на вход десятого вычислительного блока 37 ВУКП 35. Десятый вычислительный блок 37 ВУКП 35 реализует передаточную функцию вида , параметр Т2 которой устанавливается равным постоянной времени второго корректирующего звена 10. Сигнал с выхода десятого вычислительного блока 37 ВУКП 35 поступает на вход одиннадцатого вычислительного блока 38 ВУКП 35, который реализует передаточную функцию вида W10(p)-=Kум2, где параметр Kум2, устанавливается равным по величине коэффициенту передачи второго усилителя мощности 9. Сигнал с выхода одиннадцатого вычислительного блока 38 ВУКП 35 поступает на вход двенадцатого вычислительного блока 39 ВУКП 35, который реализует передаточную функцию вида , где параметр Kдс2 устанавливается равным по величине коэффициенту передачи по управляющему воздействию второго датчика момента 8, а параметр Тэм2 устанавливается равным по величине электромагнитной постоянной времени второго датчика момента 8. Выходной сигнал двенадцатого вычислительного блока 39 ВУКП 35 поступает на вход тринадцатого вычислительного блока 40 ВУКП 35. Тринадцатый вычислительный блок 40 ВУКП 35 реализует передаточную функцию вида , где параметр Jnz устанавливается равным по величине эквивалентному моменту инерции двухосного индикаторного гиростабилизатора по каналу платформы, параметр b2 устанавливается равным по величине коэффициенту вязкого трения по оси платформы 2. Выходной сигнал тринадцатого вычислительного блока 40 ВУКП 35 поступает на вход четырнадцатого вычислительного блока 41 ВУКП 35 и на вход пятнадцатого вычислительного блока 42 ВУКП 35. Четырнадцатый вычислительный блок 41 ВУКП 34 реализует передаточную функцию вида W13(p)=Kдус2, где параметр передаточной функции Kдус2 устанавливается равным по величине коэффициенту передачи второго микромеханического датчика угловой скорости 12. Выходной сигнал четырнадцатого вычислительного блока 41 ВУКП 35 поступает на первый вход шестого сумматора 36 ВУКП 35. Пятнадцатый вычислительный блок 42 ВУКП 35 осуществляет интегрирование входного сигнала и реализует передаточную функцию вида . Выходной сигнал пятнадцатого вычислительного блока 42 ВУКП 35 поступает на вход шестнадцатого вычислительного блока 43 ВУКП 35, который реализует функцию вычисления синуса входной величины, а также поступает на вход восемнадцатого вычислительного блока 45 ВУКП 35, выходной сигнал которого U4 поступает на второй вычитающий вход четвертого сумматора 20. Восемнадцатый вычислительный блок 45 ВУКП 34 реализует передаточную функцию W15(p)=Kду2, где параметр передаточной функции Kду2 устанавливается равным по величине коэффициенту передачи второго датчика угла командных сигналов 19. Выходной сигнал шестнадцатого вычислительного блока 43 ВУКП 35 поступает на вход семнадцатого вычислительного блока 44 ВУКП 35. Семнадцатый вычислительный блок 44 ВУКП 35 реализует передаточную функцию вида W16(p)=gK2, где параметр g устанавливается равным величине ускорения свободного падения, а параметр K2 устанавливается равным произведению коэффициентов передачи второго микромеханического акселерометра 15 и второго усилителя 16. Выходной сигнал семнадцатого вычислительного блока 44 ВУКП 35 поступает на третий вход шестого сумматора 36 ВУКП 35. Шестой сумматор 36 ВУКП 35, десятый вычислительный блок 37 ВУКП 35, одиннадцатый вычислительный блок 38 ВУКП 35, двенадцатый вычислительный блок 39 ВУКП 35, тринадцатый вычислительный блок 40 ВУКП 35, четырнадцатый вычислительной блок 41 ВУКП 35, пятнадцатый вычислительный блок 42 ВУКП 35, шестнадцатый вычислительный блок 43 ВУКП 35, семнадцатый вычислительный блок 44 ВУКП 35, восемнадцатый вычислительный блок 45 ВУКП 35 с системой связей представляют собой нелинейную динамическую модель двухосного индикаторного гиростабилизатора с замкнутыми контуром стабилизации и замкнутым контуром коррекции по каналу платформы. При подаче на второй вход шестого сумматора 36 ВУКП 35 управляющего сигнала U3 реакция на выходе пятнадцатого вычислительного блока 42 ВУКП 35 соответствует отклонению платформы 2 с оптико-электронным датчиком 21 в пространстве относительно горизонта по оси платформы 2 на угол β. При подаче на второй вычитающий вход четвертого сумматора 20 сигнала с выхода восемнадцатого вычислительного блока 45 ВУКП 35 на выходе четвертого сумматора 20 ошибка при выработке информации об угле тангажа ЛА будет скомпенсирована даже при больших углах поворота β платформы 2 вместе с оптико-электронным датчиком 21 не только в установившемся после поворота платформы 2 режиме, но и во время переходного режима. Сигнал Uϑ с коэффициентом передачи Kду2 пропорционален углу тангажа υ ЛА.To deflect the optoelectronic sensor 21 in space relative to the horizon along the axis of the platform 2 to the angle β, the second driver 34 generates a control signal U 3 , which is fed to the third input of the second adder 11, however, the rotation of the platform 2 with the optoelectronic sensor 21 leads to a large error in generating a signal proportional to the pitch angle of the aircraft. To compensate for this error, the control signal U 3 also goes to the second input of the sixth adder 36 VUKP 35, the output of which the signal goes to the input of the tenth computing unit 37 VUKP 35. The tenth computing unit 37 VUKP 35 implements a transfer function of the form , the parameter T 2 of which is set equal to the time constant of the second correction link 10. The signal from the output of the tenth computing unit 37 VUKP 35 is fed to the input of the eleventh computing unit 38 VUKP 35, which implements the transfer function of the form W 10 (p) - = K mind2 , where the parameter K mind2 , is set equal to the transmission coefficient of the second power amplifier 9. The signal from the output of the eleventh computing unit 38 VUKP 35 is fed to the input of the twelfth computing unit 39 VUKP 35, which implements the transfer function u kind , where the parameter K ds2 is set equal to the transmission coefficient by the control action of the second torque sensor 8, and the parameter T em2 is set equal to the electromagnetic time constant of the second torque sensor 8. The output signal of the twelfth computing unit 39 VUKP 35 is input to the thirteenth computing unit 40 VUKP 35. The thirteenth computing unit 40 VUKP 35 implements the transfer function of the form , where the parameter J nz is set equal in magnitude to the equivalent moment of inertia of the biaxial indicator gyrostabilizer along the channel of the platform, parameter b 2 is set equal to the coefficient of viscous friction along the axis of the platform 2. The output signal of the thirteenth computing unit 40 VUKP 35 is input to the fourteenth computing unit 41 VUKP 35 and the input of the fifteenth computing unit 42 VUKP 35. The fourteenth computing unit 41 VUKP 34 implements the transfer function of the form W 13 (p) = K dus2 , where the transfer parameter function K dus2 is set equal to the transmission coefficient of the second micromechanical angular velocity sensor 12. The output signal of the fourteenth computing unit 41 VUKP 35 is supplied to the first input of the sixth adder 36 VUKP 35. The fifteenth computing unit 42 VUKP 35 integrates the input signal and implements a transfer function of the form . The output signal of the fifteenth computing unit 42 VUKP 35 goes to the input of the sixteenth computing unit 43 VUKP 35, which implements the function of calculating the sine of the input quantity, and also enters the input of the eighteenth computing unit 45 VUKP 35, the output signal of which U 4 is supplied to the second subtracting input of the fourth adder 20. Eighteenth calculation unit 45 VUKP 34 implements a transfer function W 15 (p) = K dy2, where the parameter of the transfer function is set equal to K dy2 largest transmission ratio and the second snip angle command signal 19. The output signal of computing unit 43 of the sixteenth VUKP 35 is input to the computing unit 44 seventeenth VUKP 35. Seventeenth calculation unit 44 VUKP 35 implements the transfer function of the form W 16 (p) = gK 2, where g parameter is set equal to the value of the acceleration free fall, and the parameter K 2 is set equal to the product of the transmission coefficients of the second micromechanical accelerometer 15 and the second amplifier 16. The output signal of the seventeenth computing unit 44 VUKP 35 is fed to the third the input of the sixth adder 36 VUKP 35. The sixth adder 36 VUKP 35, the tenth computing unit 37 VUKP 35, the eleventh computing unit 38 VUKP 35, the twelfth computing unit 39 VUKP 35, the thirteenth computing unit 40 VUKP 35, the fourteenth computing unit 41 VUKP 35, the fifteenth computing block 42 VUKP 35, sixteenth computing unit 43 VUKP 35, seventeenth computing unit 44 VUKP 35, eighteenth computing unit 45 VUKP 35 with a communications system is a non-linear dynamic model of a biaxial indicator gyrostabil congestion with closed loop stabilization and closed loop correction channel channel. When applying to the second input of the sixth adder 36 VUKP 35 a control signal U 3, the response at the output of the fifteenth computing unit 42 VUKP 35 corresponds to the deviation of platform 2 with an optoelectronic sensor 21 in space relative to the horizon along the axis of platform 2 by angle β. When applying to the second subtracting input of the fourth adder 20 a signal from the output of the eighteenth computing unit 45 VUKP 35 at the output of the fourth adder 20, an error in generating information about the pitch angle of the aircraft will be compensated even at large rotation angles β of the platform 2 together with the optoelectronic sensor 21 in the mode established after turning the platform 2, but also during the transition mode. The signal U ϑ with the transmission coefficient K du2 is proportional to the pitch angle υ LA.

Форма управляющего сигнала U1 и U2, приведенная на фиг.4, позволяет осуществить программируемый поворот платформы 2 с оптико-электронным датчиком 21 по каналу наружной рамки и по каналу платформы за время не превышающее 1 с, в то время как постоянная времени контура коррекции по каждому из каналов двухосного индикаторного гиростабилизатора составляет 10 с (фиг.5).The form of the control signal U 1 and U 2 shown in Fig. 4 allows the programmable rotation of the platform 2 with the optoelectronic sensor 21 along the channel of the outer frame and along the channel of the platform in a time not exceeding 1 s, while the correction circuit time constant for each channel of the biaxial indicator gyrostabilizer is 10 s (figure 5).

На фиг.5, 6, 7 приведены графики, демонстрирующие работу двухосного индикаторного гиростабилизатора с параметрами Jnz=0,008 кгм2, b1=0,0041 Нмс, Т1=0,003 с, Kдс1Kум1Kдус1=200 Нмс/рад, Тэм1=0,000057 с, Kа1Kу1=0,1 Вс2/м (Kа1 - коэффициент передачи первого микромеханического акселерометра 13, Kу1 - коэффициент передачи первого усилителя 14) по каналу наружной рамки. Переходный процесс выставки к вертикали по каналу наружной рамки приведен на фиг.5. На фиг.6 приведен график отклонения платформы 2 с оптико-электронным датчиком 21 по каналу наружной рамки при подаче управляющего сигнала U1. На фиг.7 приведен график ошибки при выработке угла крена в процессе программируемого разворота оптико-электронного датчика 21 по каналу наружной рамки, если погрешность при установке коэффициента усиления gK1 равна 1% (эта погрешность является превалирующей). Как видно из результатов моделирования, приведенных на фиг.7, ошибка при выработке угла крена в этом случае не превышает 20 угл. мин.Figures 5, 6, 7 are graphs showing the operation of a biaxial indicator gyrostabilizer with parameters J nz = 0.008 kgm 2 , b 1 = 0.0041 Nms, T 1 = 0.003 s, K ds1 K mind1 K dus1 = 200 Nms / rad , T em1 = 0.000057 s, K a1 K y1 = 0.1 Vs 2 / m (K a1 is the transmission coefficient of the first micromechanical accelerometer 13, K u1 is the transmission coefficient of the first amplifier 14) along the outer frame channel. The transition process of the exhibition to the vertical channel of the outer frame is shown in Fig.5. Figure 6 shows a graph of the deviation of the platform 2 with an optoelectronic sensor 21 along the channel of the outer frame when a control signal U 1 is applied. Figure 7 shows a graph of errors in the development of the angle of heel during the programmed turn of the optoelectronic sensor 21 along the channel of the outer frame, if the error in setting the gain gK 1 is 1% (this error is prevailing). As can be seen from the simulation results shown in Fig.7, the error in the development of the angle of heel in this case does not exceed 20 angles. min

Таким образом, совокупность признаков предлагаемого устройства двухосного индикаторного гиростабилизатора, реализация которых может быть выполнена в соответствии с фиг.1, 2, 3 позволяет обеспечить многофункциональность двухосного индикаторного гиростабилизатора, которая заключается в одновременном выполнении двухосным индикаторным гиростабилизатором функции стабилизации и управления оптической аппаратурой в пространстве и функции выработки информации об углах крена и тангажа ЛА.Thus, the set of features of the proposed device biaxial indicator gyrostabilizer, the implementation of which can be performed in accordance with figure 1, 2, 3 allows you to provide multifunctional biaxial indicator gyrostabilizer, which consists in the simultaneous execution of the biaxial indicator gyrostabilizer function of stabilization and control of optical equipment in space and the functions of generating information about the roll angles and pitch of the aircraft.

Claims (1)

Двухосный индикаторный гиростабилизатор, содержащий наружную рамку, установленную на основании с вращением относительно оси параллельной продольной оси ЛА и расположенную в ней платформу, вращающуюся относительно оси перпендикулярной оси вращения наружной рамки, установленный на оси вращения наружной рамки первый датчик момента, вход которого соединен с выходом первого усилителя мощности, вход которого соединен с выходом первого корректирующего фильтра, первый микромеханический датчик угловой скорости, установленный на платформе с осью чувствительности параллельной оси вращения наружной рамки двухосного индикаторного гиростабилизатора; установленный на оси вращения платформы второй датчик момента, вход которого соединен с выходом второго усилителя мощности, вход которого соединен с выходом второго корректирующего фильтра, второй микромеханический датчик угловой скорости, установленный на платформе с осью чувствительности параллельной оси вращения платформы двухосного индикаторного гиростабилизатора, первый микромеханический акселерометр, установленный на платформе с осью чувствительности параллельной оси вращения платформы двухосного индикаторного гиростабилизатора, второй микромеханический акселерометр, установленный на платформе с осью чувствительности параллельной оси наружной рамки двухосного индикаторного гиростабилизатора, первый датчик угла командных сигналов, установленный на оси наружной рамки, второй датчик угла командных сигналов, установленный на оси платформы, оптико-электронный датчик, установленный на платформе с оптической осью перпендикулярной плоскости платформы, отличающийся тем, что в него дополнительно введены первый сумматор, первый усилитель, второй сумматор, второй усилитель, третий сумматор, четвертый сумматор, первое устройство управления, второе устройство управления, пятый сумматор вычислительного устройства канала наружной рамки (ВУКНР), первый вычислительный блок ВУКНР, второй вычислительный блок ВУКНР, третий вычислительный блок ВУКНР, четвертый вычислительный блок ВУКНР, пятый вычислительный блок ВУКНР, шестой вычислительный блок ВУКНР, седьмой вычислительный блок ВУКНР, восьмой вычислительный блок ВУКНР, девятый вычислительный блок ВУКНР, шестой сумматор вычислительного устройства канала платформы (ВУКП), десятый вычислительный блок ВУКП, одиннадцатый вычислительный блок ВУКП, двенадцатый вычислительный блок ВУКП, тринадцатый вычислительный блок ВУКП, четырнадцатый вычислительный блок ВУКП, пятнадцатый вычислительный блок ВУКП, шестнадцатый вычислительный блок ВУКП, семнадцатый вычислительный блок ВУКП, восемнадцатый вычислительный блок ВУКП, причем выход первого сумматора соединен с входом первого корректирующего фильтра, первый вход первого сумматора соединен с выходом первого микромеханического датчика угловой скорости, второй вход первого сумматора соединен с выходом первого усилителя, вход которого соединен с выходом первого микромеханического акселерометра, выход второго сумматора соединен с входом второго корректирующего фильтра, первый вход второго сумматора соединен с выходом второго микромеханического датчика угловой скорости, второй вход второго сумматора соединен с выходом второго усилителя, вход которого соединен с выходом второго микромеханического акселерометра, выход первого датчика угла командных сигналов соединен с первым входом третьего сумматора, выход второго датчика угла командных сигналов соединен с первым входом четвертого сумматора; выход первого устройства управления соединен с вторым входом пятого сумматора ВУКНР, а также соединен с третьим входом первого сумматора, выход пятого сумматора ВУКНР соединен с первым вычислительным блоком ВУКНР, выход первого вычислительного блока ВУКНР соединен с входом второго вычислительного блока ВУКНР, выход которого соединен с входом третьего вычислительного блока ВУКНР, выход третьего вычислительного блока соединен с вторым входом четвертого вычислительного блока ВУКНР, первый вход которого соединен с выходом второго датчика угла командных сигналов, а выход соединен с входом пятого вычислительного блока ВУКНР, а также соединен с входом шестого вычислительного блока ВУКНР, выход шестого вычислительного блока ВУКНР соединен с входом седьмого вычислительного блока ВУКНР, а также соединен с входом девятого вычислительного блока ВУКНР, выход которого соединен с вторым входом третьего сумматора, выход седьмого вычислительного блока ВУКНР соединен с входом восьмого вычислительного блока ВУКНР, выход которого соединен с третьим входом пятого сумматора ВУКНР, выход пятого вычислительного блока ВУКНР соединен с первым входом пятого сумматора ВУКНР; выход второго устройства управления соединен с вторым входом шестого сумматора ВУКП, а также соединен с третьим входом второго сумматора, выход шестого сумматора ВУКП соединен с десятым вычислительным блоком ВУКП, выход десятого вычислительного блока ВУКП соединен с входом одиннадцатого вычислительного блока ВУКП, выход которого соединен с входом двенадцатого вычислительного блока ВУКП, выход двенадцатого вычислительного блока ВУКП соединен с входом тринадцатого вычислительного блока ВУКП, выход которого соединен с входом четырнадцатого вычислительного блока ВУКП, а также соединен с входом пятнадцатого вычислительного блока ВУКП, выход пятнадцатого вычислительного блока ВУКП соединен с входом шестнадцатого вычислительного блока ВУКП, а также соединен с входом восемнадцатого вычислительного блока ВУКП, выход которого соединен с вторым входом четвертого сумматора, выход шестнадцатого вычислительного блока ВУКП соединен с входом семнадцатого вычислительного блока ВУКП, выход которого соединен с третьим входом шестого сумматора ВУКП, выход четырнадцатого вычислительного блока ВУКП соединен с первым входом шестого сумматора ВУКП.
Figure 00000001
A biaxial gyrostabilizer indicator comprising an outer frame mounted on a base rotating about an axis parallel to the longitudinal axis of the aircraft and a platform located therein, rotating about an axis perpendicular to the axis of rotation of the outer frame, a first torque sensor mounted on the axis of rotation of the outer frame, the input of which is connected to the output of the first a power amplifier, the input of which is connected to the output of the first correction filter, the first micromechanical angular velocity sensor mounted on the platform axis of sensitivity parallel to the axis of rotation of the outer frame biaxial gyrostabilizer indicator; a second torque sensor mounted on the rotation axis of the platform, the input of which is connected to the output of the second power amplifier, the input of which is connected to the output of the second correction filter, a second micromechanical angular velocity sensor mounted on the platform with the sensitivity axis parallel to the rotation axis of the platform of the biaxial indicator gyrostabilizer, the first micromechanical accelerometer mounted on a platform with a sensitivity axis parallel to the axis of rotation of the platform of the biaxial indicator gyrostabi of an isator, a second micromechanical accelerometer mounted on a platform with a sensitivity axis parallel to the axis of the outer frame of the biaxial indicator gyrostabilizer, a first command signal angle sensor mounted on the axis of the external frame, a second command signal angle sensor mounted on the platform axis, an optoelectronic sensor mounted on a platform with an optical axis perpendicular to the plane of the platform, characterized in that it additionally includes a first adder, a first amplifier, a second adder, second amplifier, third adder, fourth adder, first control device, second control device, fifth adder of the external frame channel computing device (VUKNR), first VUKNR computing unit, second VUKNR computing unit, third VUKNR computing unit, fourth VUKNR computing unit, fifth computing VUKNR unit, sixth VUKNR computing unit, seventh VUKNR computing unit, eighth VUKNR computing unit, ninth VUKNR computing unit, sixth computing device adder and the platform channel (VUKP), the tenth VUKP computing unit, the eleventh VUKP computing unit, the twelfth VUKP computing unit, the thirteenth VUKP computing unit, the fourteenth VUKP computing unit, the fifteenth VUKP computing unit, the sixteenth VUKP computing unit, the seventeenth VUKP computing unit, the seventeenth VUKP computing unit, VUKP, with the output of the first adder connected to the input of the first correction filter, the first input of the first adder connected to the output of the first micromechanical sensor angular velocity, the second input of the first adder is connected to the output of the first amplifier, the input of which is connected to the output of the first micromechanical accelerometer, the output of the second adder is connected to the input of the second correction filter, the first input of the second adder is connected to the output of the second micromechanical angular velocity sensor, the second input of the second adder is connected with the output of the second amplifier, the input of which is connected to the output of the second micromechanical accelerometer, the output of the first angle sensor of the command signals is connected n with the first input of the third adder, the output of the second angle sensor of the command signals is connected to the first input of the fourth adder; the output of the first control device is connected to the second input of the fifth adder VUKNR, and also connected to the third input of the first adder, the output of the fifth adder VUKNR is connected to the first VUKNR computing unit, the output of the first VUKNR computing unit is connected to the input of the second VUKNR computing unit, the output of which is connected to the input the third computing unit VUKNR, the output of the third computing unit is connected to the second input of the fourth computing unit VUKNR, the first input of which is connected to the output of the second sensor and the angle of the command signals, and the output is connected to the input of the fifth computing unit VUKNR, and also connected to the input of the sixth computing unit VUKNR, the output of the sixth computing unit VUKNR is connected to the input of the seventh computing unit VUKNR, and also connected to the input of the ninth computing unit VUKNR, the output of which connected to the second input of the third adder, the output of the seventh computing unit VUKNR connected to the input of the eighth computing unit VUKNR, the output of which is connected to the third input of the fifth adder VUKNR stroke VUKNR fifth calculation unit connected to the first input of the fifth adder VUKNR; the output of the second control device is connected to the second input of the sixth adder VUKP, and also connected to the third input of the second adder, the output of the sixth adder VUKP is connected to the tenth VUKP computing unit, the output of the tenth VUKP computing unit is connected to the input of the eleventh VUKP computing unit, the output of which is connected to the input the twelfth computing unit VUKP, the output of the twelfth computing unit VUKP is connected to the input of the thirteenth computing unit VUKP, the output of which is connected to the input of four of the VUKP computing unit, and is also connected to the input of the VUKP fifteenth computing unit, the output of the VUKP fifteenth computing unit is connected to the input of the VUKP sixteenth computing unit, and also connected to the input of the eighteenth VUKP computing unit, the output of which is connected to the second input of the fourth adder, the output of the sixteenth computing unit VUKP connected to the input of the seventeenth computing unit VUKP, the output of which is connected to the third input of the sixth adder VUKP, the output of the fourteenth itelnogo VUKP unit connected to the first input of the sixth adder VUKP.
Figure 00000001
RU2012116322/28U 2012-04-23 2012-04-23 TWO-AXLE INDICATOR GYRO-STABILIZER RU120491U1 (en)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2012116322/28U RU120491U1 (en) 2012-04-23 2012-04-23 TWO-AXLE INDICATOR GYRO-STABILIZER

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2012116322/28U RU120491U1 (en) 2012-04-23 2012-04-23 TWO-AXLE INDICATOR GYRO-STABILIZER

Publications (1)

Publication Number Publication Date
RU120491U1 true RU120491U1 (en) 2012-09-20

Family

ID=47077832

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2012116322/28U RU120491U1 (en) 2012-04-23 2012-04-23 TWO-AXLE INDICATOR GYRO-STABILIZER

Country Status (1)

Country Link
RU (1) RU120491U1 (en)

Cited By (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2762217C1 (en) * 2021-02-08 2021-12-16 Общество с ограниченной ответственностью "Альбатрос" (ООО "Альбатрос") Gyro-stabilised payload stabilisation system of an unmanned aerial vehicle
RU2764744C1 (en) * 2021-04-28 2022-01-20 Федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего образования "Тульский государственный университет" (ТулГУ) Biaxial indicator gyrostabilizer
RU2767715C1 (en) * 2021-05-18 2022-03-18 Федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего образования "Тульский государственный университет" (ТулГУ) Biaxial indicator gyrostabilizer
RU2793844C1 (en) * 2022-10-21 2023-04-07 Федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего образования "Тульский государственный университет" (ТулГУ) Biaxial indicator gyrostabilizer

Cited By (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2762217C1 (en) * 2021-02-08 2021-12-16 Общество с ограниченной ответственностью "Альбатрос" (ООО "Альбатрос") Gyro-stabilised payload stabilisation system of an unmanned aerial vehicle
RU2764744C1 (en) * 2021-04-28 2022-01-20 Федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего образования "Тульский государственный университет" (ТулГУ) Biaxial indicator gyrostabilizer
RU2767715C1 (en) * 2021-05-18 2022-03-18 Федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего образования "Тульский государственный университет" (ТулГУ) Biaxial indicator gyrostabilizer
RU2793844C1 (en) * 2022-10-21 2023-04-07 Федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего образования "Тульский государственный университет" (ТулГУ) Biaxial indicator gyrostabilizer
RU2801138C1 (en) * 2022-11-29 2023-08-02 Российская Федерация, от имени которой выступает Министерство обороны Российской Федерации Biaxial indicator gyrostabilizer

Similar Documents

Publication Publication Date Title
Guo et al. Multiple observers based anti-disturbance control for a quadrotor UAV against payload and wind disturbances
US10739790B2 (en) Control method to damp quadrotor slung payload mode
Cabecinhas et al. A nonlinear quadrotor trajectory tracking controller with disturbance rejection
Xian et al. Nonlinear robust output feedback tracking control of a quadrotor UAV using quaternion representation
Hoffmann et al. Attitude estimation and control of a quadrocopter
US8606434B2 (en) Regulator device for helicopters
Liu et al. Robust attitude controller design for miniature quadrotors
Liu et al. Robust optimal attitude control of hexarotor robotic vehicles
Kang et al. A second-order sliding mode controller of quad-rotor UAV based on PID sliding mode surface with unbalanced load
CN102809970A (en) Method for controlling attitude of aircraft based on L1 adaptive control
CN107992084B (en) Unmanned aerial vehicle robust attitude control method and device independent of angular velocity feedback
Salazar-Cruz et al. Stabilization and nonlinear control for a novel trirotor mini-aircraft
RU120491U1 (en) TWO-AXLE INDICATOR GYRO-STABILIZER
Heng et al. A trajectory tracking LQR controller for a quadrotor: Design and experimental evaluation
Magnussen et al. Experimental validation of a quaternion-based attitude estimation with direct input to a quadcopter control system
Hayajneh et al. Design of autonomous smartphone based quadrotor and implementation of navigation and guidance systems
Sa et al. Dynamic system identification, and control for a cost-effective and open-source multi-rotor mav
Wang et al. Non-cascaded dynamic inversion design for quadrotor position control with L1 augmentation
Jin et al. L1 adaptive dynamic inversion controller for an X-wing tail-sitter MAV in hover flight
Nagarjuna et al. Design of effective landing mechanism for fully autonomous Unmanned Aerial Vehicle
KR101517391B1 (en) Three axis attitude control system of the satellite using a single-input single-output controller
KR20150107662A (en) Modularized Quad-Rotor control system and control method thereof
Jeong et al. Bilateral teleoperation control of a quadrotor system with a haptic device: Experimental studies
RU2767715C1 (en) Biaxial indicator gyrostabilizer
RU2764744C1 (en) Biaxial indicator gyrostabilizer

Legal Events

Date Code Title Description
MM1K Utility model has become invalid (non-payment of fees)

Effective date: 20130424