SU355494A1

SU355494A1 - DOUBLE HOSE STABILIZER

Info

Publication number: SU355494A1
Application number: SU1490920A
Authority: SU
Original assignee: Б. Вересова, А. П. Гурь нов, М. К. Петрочук , Б. В. Уткин

Description

Изобретение относитс к гироскопической технике, а именно к двухосным гиростабилизатОрам дл стабилизации в заданном направлении оптических приборов, например телескопов астронавигационной системы летательных аппаратов.The invention relates to a gyroscopic technique, namely, to biaxial gyrostabilization for stabilizing optical devices in a given direction, for example telescopes of an astronavigation system of aircraft.

Особенность эксплуатации астронавигационной системы летательного аппарата св зана с необходимостью обеспечивать высокую точность стабилизации оптического прибора при угловых колебани х летательного аппарата , например, пОд действием порывов ветра, при попадании в нисход щий воздушный поток и т. д.The peculiarity of the operation of the astronavigational system of the aircraft is associated with the need to ensure high accuracy of the stabilization of the optical device when the angular oscillations of the aircraft, for example, under the action of gusts of wind, when falling into the descending air flow, etc.

Известны двухосные гиростабилизаторы дл стабилизации приборов в заданном направлении , содержащие платформу, на которой установлены два двухстепенных гироскопа, и св занный с платформой стабилизируемый прибор. Векторы кинетических моментов гироскопов , yctaнoвлeнныx на платформе, в неотклоненнбм положении ориентированы параллельно етабилизируемому направлению. Роль платформы выполн ет внутренн рама карданова подвеса гиростабилизатора, котора может занимать произвольное положение относительно наружной рамы.Biaxial gyrostabilizers are known for stabilizing devices in a given direction, comprising a platform on which two two-stage gyroscopes are installed and a stabilized device associated with the platform. The vectors of the kinetic moments of gyroscopes, yctane-mated on the platform, in the non-tilted position are oriented parallel to the direction to be stabilized. The role of the platform is performed by the internal frame of the cardan suspension of the gyrostabilizer, which can occupy an arbitrary position relative to the external frame.

снижает точность стабилизации. Эти систематические уходы обусловлены посто нными по направлению гироскопическими моментами по ос м прецессии гироскопов, порождаемымиreduces the accuracy of stabilization. These systematic departures are due to constant gyroscopic moments along the axes of precession of gyroscopes, generated by

кинетикой возмущенного движени рам карданова подвеса гиростабилизатора при угловых движени х объекта, например летательного аппарата, с составл ющей угловой скорости по направлению перпендикул ра к плоскости наружной рамы гиростабилизатора. Угловые скорости этих систематических уходов даже при весьма малых углах прецессии гироскопов могут достигать значительных величин , причем они быстро возрастают с увеличением угла положени платформы относительно наружной рамы гиростабилизатора, который в случае стабилизации оптической оси телескопа астронавигационной системы летательного аппарата измен етс в большихkinetics of perturbed movement of the frames of a cardan suspension of a gyrostabilizer during angular motions of an object, such as an aircraft, with a component of the angular velocity perpendicular to the plane of the outer frame of the gyrostabilizer. Even with very small precession angles, gyroscopes can reach significant values, and they quickly increase with increasing platform position relative to the outer frame of the gyrostabilizer, which in the case of stabilization of the telescope optical axis of the aircraft’s astronomical system

пределах и практически может достигать величины пор дка 60-80°.limits and practically can reach a value of the order of 60-80 °.

Целью изобретени вл етс повыщение точности двухосного гиростабилизатора, особенно при работе на летательном аппарате,The aim of the invention is to increase the accuracy of a biaxial gyrostabilizer, especially when operating on an aircraft,

подверженном угловым колебани м.subject to angular oscillation m.

Дл этого с осью подвеса наружной рамы гиростабилизатора соединен тахогенератор, например, посто нного тока, а на корпусе гиростабилизатора установлен гиротахометр,For this, a tachogenerator, for example, a direct current, is connected to the axis of suspension of the outer frame of the gyrostabilizer, and a gyrotachometer is mounted on the gyrostabilizer case,

параллельно оси подвеса наружной рамы. На ос х прецессии гироскопов установлены дат-. чики моментов коррекции, выполненные, например , в виде двухфазных асинхронных двигателей . Выходы тахогенератора и гиротахометра соединены со входом функционального преобразовател , реализующего косекансную зависимость от угла положени платформы относительно наружной рамы, выполненного, например, в виде потенциометра. Выход элемента , реализующего косекансную зависимость , соединен с обмотками управлени датчиков моментов коррекции, обмотки возбуждени которых соединены с выходами соответствующих датчиков углов прецессии гироскопов .parallel to the axis of suspension of the outer frame. On the axes of the gyroscopes precession, a date is set. Correction moments, performed, for example, in the form of two-phase asynchronous motors. The outputs of the tachogenerator and the gyro-tachometer are connected to the input of a functional converter that implements a co-cense dependence on the angle of the position of the platform relative to the outer frame, made, for example, in the form of a potentiometer. The output of the element realizing the cosecant dependence is connected to the control windings of the correction torque sensors, the excitation windings of which are connected to the outputs of the corresponding gyroscopic precession angle sensors.

На чертеже показана схема двухосного гиростабилизатора .The drawing shows a diagram of a biaxial gyrostabilizer.

На схеме правые ортогональные трехгранники св заны: Х, УП. п - с внутренней рамой - платформой 1; , Y ZH - с наружной рамой 2; Хс, YC, Zc - с летательным анпаратом , с которым св зан корпус 3 гиростабилизатора . Стабилизируема ось Zn совпадает с перпендикул ром к плоскости платформы /, а оси трехгранника Хц, УН, ZH ориентированы: Xjj по оси А-А подвеса платформы 1; YH - по оси Б-Б подвеса наружной рамы 2; Zn-по перпендикул ру к плоскости наружной рамы 2.In the diagram, the right orthogonal trihedrons are connected: X, UE. p - with internal frame - platform 1; , Y ZH - with outer frame 2; Xc, YC, Zc - with the aircraft apparatus with which the housing 3 of the gyrostabilizer is associated. The stabilized axis Zn coincides with the perpendicular to the plane of the platform /, and the axis of the trihedron Xc, UN, ZH is oriented: Xjj along the axis A – A of the suspension of platform 1; YH - axis BB suspension of the outer frame 2; Zn-perpendicular ru to the plane of the outer frame 2.

Угол ап определ ет положение наружной рамы 2 относительно летательного аппарата, с которым св зан корпус 5 гиростабилизатора, а угол РП - платформы 1 относительно наружной рамы 2. Два угла ссп и Рп онредел ют любое заданное направление оси Zn и параллельной ей оптической оси S-S, причем при круговом обзоре, например, телескопом астронавигационной системы летательного аппарата , угол «и измен етс в пределах ±360°. Двухстепенные гироскопы 4 и 5 имеют датчики углов прецессии 5 и 7 и датчики моментов коррекции 5 и Я выполненные в виде двухфазных асинхронных двигателей, каждый из которых содержит, например, одну обмотку управлени и одну обмотку возбуждени . Векторы кинетических моментов HI и Яа гироскопов 4 и 5 в неотклоненном положении ориентированы параллельно оптической оси 5-5 св занного с платформой / стабилизируемого оптического прибора 10, например телескопа астронавигационной системы летательного аппарата. С осью Б-Б подвеса наружной рамы 2, совпадающей по направлению с нормальной осью летательного аппарата, св заны стабилизирующий двигатель 11 канала стабилизации угла ап, например двухфазный асинхронный двнгатель, имеющий обмотку унравлени , и тахогенератор 12, например, посто нного тока. С двигателем 11, например с его обмоткой управлени , соединен выход датчика углов прецессии 6 посредством усилител 13. Тахогенератор 12 и стабилизирующий двигатель // могут быть заменены двигателем-генератором , содержащим в одномAngle an determines the position of the outer frame 2 relative to the aircraft with which the housing 5 of the gyrostabilizer is connected, and the angle RP determines the position of the platform 1 relative to the outer frame 2. Two angles ssp and Pn determine any given direction of the axis Zn and the optical axis SS parallel to it, moreover, in a circular view, for example, by a telescope of an aircraft’s astronavigation system, the angle is «and varies within ± 360 °. Two-stage gyroscopes 4 and 5 have precession angle sensors 5 and 7 and correction moment sensors 5 and I made in the form of two-phase asynchronous motors, each of which contains, for example, one control winding and one excitation winding. The kinetic moments of the HI and Ya-gyroscopes 4 and 5 in the non-deflected position are oriented parallel to the optical axis 5-5 associated with the platform / stabilizable optical device 10, for example, the telescope of the astronavigation system of the aircraft. An axis B of the suspension of the outer frame 2 coinciding in direction with the normal axis of the aircraft is associated with a stabilizing motor 11 of the angle stabilization channel an, for example, a two-phase asynchronous motor having a control winding and a tachogenerator 12, for example, direct current. With the motor 11, for example with its control winding, the output of the sensor of the angle of precession 6 is connected by means of an amplifier 13. The tachogenerator 12 and the stabilizing motor // can be replaced by a motor-generator containing in one

корпусе двигатель, например асинхронный, и тахогенератор, например, посто нного тока. С осью А-А подвеса платформы / св заны стабилизирующий двигатель 14 канала стабилизации угла рп, например двухфазный асинхронный двигатель, имеющий обмотку управлени , и функциональный преобразователь 15, реализующий косекансную зависимость от угла РП положени платформы 1 относительноa motor, for example, an asynchronous motor; and a tachogenerator, for example, direct current. The platform suspension axis А-А / are associated with a stabilizing engine 14 of a channel for stabilizing the angle rp, for example a two-phase asynchronous engine having a control winding, and a functional converter 15 realizing the co-cense dependence on the RP of the platform 1 with respect to

наружной рамы 2, выполненный, например, в виде потенциометра. С двигателем 14, например с его обмоткой управлени , соединен датчик углов прецессии 7, например, посредством усилител 16. На корпусе 3 гиростабилизатора установлен гиротахометр 17, ось чувствительности В-В которого ориентирована параллельно оси Б-Б подвеса наружной рамы 2. Выход тахогенератора 12 и выход гиротахометра 17 соединены посредством функционального преобразовател 15 и усилител 18 с обмотками управлени датчиков моментов коррекции 5 и Р. Обмотки возбуждени датчиков моментов коррекции 8 и 9 соединены с выходами соответствующих датчиков угловouter frame 2, made, for example, in the form of a potentiometer. A precession angle sensor 7 is connected with the motor 14, for example, with its control winding, for example, through an amplifier 16. A gyrotachometer 17 is installed on the housing 3 of the gyrostabilizer, the axis of sensitivity В-В of which is oriented parallel to the axis B of the external frame suspension 2. Output of the tacho generator 12 and the output of the gyro-tachometer 17 is connected by means of the functional converter 15 and the amplifier 18 to the control windings of the correction torque sensors 5 and P. The excitation windings of the correction torque sensors 8 and 9 are connected to the outputs of the corresponding angle corners

прецессии гироскопов б и 7 при помощи усилителей 13 и 16.precession of gyroscopes b and 7 with the help of amplifiers 13 and 16.

Если составл ющие Wy и Wx угловой скорости колебаний летательного аппарата на направлени осей УН и Xs не равны нулю, аIf the components Wy and Wx of the angular velocity of oscillations of the aircraft in the direction of the axes of the CN and Xs are not equal to zero, but

составл юща направление перпендикул ра ZH к плоскости наружной рамы 2 равна нулю, то гиростабилизатор работает в известном режиме силовой гироскопической стабилизации , удержива оптическую ось 5-5, параллельную оси Zn, в заданном направлении. Если Wz , а также в случае если одновременно Wzy и , то возникает специфическа реакци гиростабилизатора, про вл юща с в следующем.Since the perpendicular ZH perpendicular to the plane of the outer frame 2 is zero, the gyrostabilizer operates in a known power gyro stabilization mode, keeping the optical axis 5-5 parallel to the Zn axis in a given direction. If Wz, as well as in the case of Wzy and at the same time, then a specific reaction of the gyrostabilizer occurs, which is manifested in the following.

На угловую скорость Wz гиростабилизатор реагирует возмущенным движением платформы 1 вокруг стабилизируемого направлени (оси) Zn с угловой скоростьюThe gyrostabilizer reacts to the angular velocity Wz by disturbed movement of the platform 1 around the stabilized direction (axis) Zn with an angular velocity

1one

,,

и возмущенным движением наружной рамы 2 вокруг оси Б-Б ее подвеса с угловой скоростьюand the disturbed movement of the outer frame 2 around the axis BB of its suspension with an angular velocity

K ,K,

Колебани наружной рамы 2 с угловой скоростью «к обусловливают по вление момента трени МТБ , направленного по оси Б-Б, а колебани наружной рамы 2 с угловой скоростью W обусловливают момент трени МГА ,Oscillations of the outer frame 2 with an angular velocity “K cause the moment of friction of the MTB, directed along the axis BB, and the oscillations of the outer frame 2 with an angular velocity W determine the moment of the MHA train,

направленный по оси А-А. Под действием момента МТБ гироскоп 4 отклон етс на уголdirected along axis aa. Under the action of the moment MTB gyroscope 4 is deflected by an angle

прецессии Gi, а под действием момента МТА гироскоп 5 отклон етс на угол прецессии вг, при этом на оси прецессии гироскопа 4 за два последующих полупериода возникает посто нный по направлению гироскопический моментprecession Gi, and under the action of the moment MTA the gyroscope 5 is deflected by the precession angle vg, while on the axis of the precession of the gyroscope 4 for the next two half-periods a constant in the direction of the gyroscopic moment appears

па 5 - посто нный по направлению гироскопический момент Мг Я2/пз1п92. Моменты Мг, и Mrj вызывают уход платформы / по ос м Б-Б и А-А, а следовательно, и оси 5-5 от заданного направлени . Углы прецессии Bi и BS при любых эволгоци х летательного аппарата , остава сь малыми, наход тс в пределах 2-5 угловых минут. Поэтому можно считатьpa 5 is a gyroscopic moment constant Mg Mg2 / pz1p92 in the direction. Moments Mg and Mrj cause the platform to leave / along the axes B-B and A-A, and, therefore, the axes 5-5 from the given direction. The precession angles Bi and BS for any evolgosts of the aircraft, remaining small, are within 2-5 angular minutes. Therefore, we can assume

Мг. .е ,/„Mg .e / „

Мг. Я,0,/„Mg I, 0, / „

Если непрерывно измер ть углы прецессии гироскопов BI и ва и угловую скорость /п платформы 1 вокруг стабилизируемого направлени , то моменты Мг, и Мг, можно скомпепсировать соответствующими моментами коррекции Мк, и Мк, .If we continuously measure the angles of precession of the gyroscopes BI and VA and the angular velocity / n of platform 1 around the stabilized direction, then the moments Mg and Mg can be compiled with the corresponding correction moments Mc, and Mc,.

Дл формировани моментов , и Мк, в предлагаемом гиростабилизаторе непрерывно вырабатываетс информаци об угловой скорости /п возмущенного движени платформы 1 и используетс имеюща с в гиростабилизаторе информаци об углах прецессии Bi и Вг.In order to form the moments, and Mk, in the proposed gyrostabilizer, information on the angular velocity / n of the perturbed motion of platform 1 is continuously generated and the information on the angles of precession Bi and Br available in the gyrostabilizer is used.

Углова скорость /п колебаний платформы / определ етс путем измерени угловой скорости ак колебаний наружной рамы 2 с последующим умножением на cosec Рп, так как /п аксозес рп. Углова скорость «к измер етс тахогенератором 12.The angular velocity (n) of the platform oscillations / is determined by measuring the angular velocity (AC) of oscillations of the outer frame 2, followed by multiplying by cosec Pn, since / n axoses pn. The angular velocity k is measured by the tachogenerator 12.

При наличии колебаний или разворотов летательного аппарата с угловой скоростью относительно нормальной оси YC, совпадающей по направлению с осью Б-Б, тахогенератор 12 измер ет алгебраическую сумму угловых скоростей . Дл формировани значений Мк, и Мк, необходимо в каждый момент времени измер ть только угловую скорость Кк возмущенного движени наружной рамы 2. Угловую скорость фс измер ет гиротахометр 17. Вычитание из суммарного сигнала тахогенератора 12, пропорциональногоIf there are oscillations or turns of the aircraft with an angular velocity relative to the normal axis YC, coinciding in direction with the axis BB, the tachogenerator 12 measures the algebraic sum of the angular velocities. To form the values of Mk and Mk, it is necessary to measure at each moment of time only the angular velocity Kk of the disturbed motion of the outer frame 2. The angular velocity of the FS measures the gyrotachometer 17. The subtraction from the total signal of the tachogenerator 12 proportional to

, сигнала гиротахометра 17, пропо 1ционального , осуществл етс по методу сложени напр жений на входе функционального, the signal of the gyrotachometer 17, which is standardized, is carried out according to the method of adding voltages at the input of the functional

преобразовател 15, например потенциометра, реализующего косекансную зависимость от угла РП. С выхода преобразовател 15 снимаетс сигнал, пропорциональный угловой скорости /п возмущенного движени платформы /, который поступает через усилитель 18 на обмотки управлени датчиков моментов коррекции 8 и 9, выполненных, например, в виде двухфазных асинхронных двигателей. На обмотку возбуждени датчика моментов коррекции 8 поступает сигнал, пропорциональный углу прецессии Bi, с датчика углов прецессии 6 через усилитель 13, а на обмотку возбуждени датчика моментов коррекции 9 поступаетthe Converter 15, for example a potentiometer that implements a cosecant dependence on the angle RP. A signal proportional to the angular velocity (n of disturbed platform motion) is output from the output of the converter 15, which is fed through the amplifier 18 to the control windings of the correction torque sensors 8 and 9, made, for example, in the form of two-phase asynchronous motors. The excitation winding of the correction torque sensor 8 receives a signal proportional to the precession angle Bi, from the precession angle sensor 6 through the amplifier 13, and the excitation winding of the correction torque sensor 9 enters

сигнал, пропорциональный углу прецессии 62, с датчика углов прецессии 7 через усилитель 16. Датчики 8 и 9 создают моменты, пропорциональные произведени м Bi/n и вз/п соответственно по ос м прецессии гироскопов 4 иa signal proportional to the precession angle 62, from the sensor of the precession angle 7 through the amplifier 16. Sensors 8 and 9 create moments proportional to the products Bi / n and self / p, respectively, according to the precession axis of the gyros 4 and

5, что вызывает прецессию платформы 1 в направлении , противоположном систематическим уходам, вызванным действием моментов Мг, и Mr, .5, which causes the precession of platform 1 in the direction opposite to systematic departures caused by the action of the moments Mg, and Mr,.

2525

Предмет изобретени Subject invention

Двухосный гиростабилизатор, содержащий корпус, внутреннюю и наружные рамы и установленные на внутренней раме два двухстепенных гироскопа с датчиками угла, момента и гиромоторами, кинетические моменты которых направлены в неотклоненном положении по стабилизируемому направлению, отличающийс тем, что, с целью повыщени точностиA bi-axial gyrostabilizer comprising a housing, inner and outer frames and two two-stage gyros installed on the inner frame with angle and moment sensors and gyromotors whose kinetic moments are directed in a non-deflected position in a stabilized direction, characterized in that

стабилизации, по оси подвеса наружной рамы установлен тахогенератор, а на корпусе гиростабилизатора - гиротахометр, ось чувствительности которого параллельна оси подвеса наружной рамы, причем выходы тахогенератора и гиротахометра соединены со входом дополнительно введенного функционального преобразовател , реализующего косекансную зависимость от угла положени внутренней рамы относительно наружной, а выход функционального преобразовател соединен с двум обмотками датчиков моментов, две другие обмотки которых подключены к соответствующим датчикам угла.stabilization, the tachogenerator is mounted along the axis of suspension of the outer frame, and the gyrotachometer is mounted on the gyrostabilizer case, the sensitivity axis of which is parallel to the axis of the outer frame suspension, and the outputs of the tachogenerator and the gyrotachometer are connected to the input of the additionally introduced functional transducer realizing the cosecant dependence on the angle of the inner frame relative to the position and the output of the functional converter is connected to two windings of moment sensors, the other two windings of which are connected to respectively Corner Angle Sensors.