Исследование характеристик датчика угловых скоростей системы стабилизации летательного аппарата, страница 2

преобразователем угла поворота рамы приведена на рис. 13

.

Данный прибор предназначен для измерения проекции угловой скорости ω _y1 поэтому ось OY является осью

чувствительности (входной осью), ось ОХ — выходной осью прибора.

При вращении Л А вокруг оси OY, вектор кинетического момента H будет стремиться совместиться с вектором угловой скорости ω _y1

Такое движение гироскопа обусловлено появлением гироскопического момента, действующего относительно оси подвеса рамы ОХ1

где β - угол поворота гироскопа.

При повороте гироскопа со стороны пружины возникает противодействующий момент

где l1 - плечо действия сил упругости: К_упр =сl; - коэффициент

Рис. 13. Кинематическая схема датчика угловой скорости с механической пружиной: OX1Y1Z-, - система координат, связанная с ЛА; OXYZ - система координат, связанная с гироскопом;1 - демпфирующее устройство; 2 - ось подвеса рамы гироузла; 3 - гироузел; 4 - потенциометрический преобразователь угла поворота гироузпа; 5 - механическая противодействующая пружина

В переходных режимах к гироскопу будут приложены как инерционный момент так и демпфирующий

Датчики угловых скоростей (ДУС), предназначенные для из­мерения угловой скорости враще­ния самолета вокруг какой-либо из связанных его осей, применя­ются в качестве чувствительных

элементов автопилотов, а также бескарданных систем ориентации и бескарданных инерциальных навигационных систем.

Принципиальная схема ДУСа отличается от рассмотренной схе­мы гироскопа с двумя степенями свободы с пружиной тем, что здесь повороты рамки гироскопа преобразуются в пере­мещение золотника или в электрические сигналы, величина которых пропорциональна измеряемой угловой скорости.

Типовой для современных датчиков угловой скорости является схема с так называемой «электрической» пружиной (рис. 11.2). При вращении гироскопа вокруг оси у с угловой скоростью Q_v e возни­кает гироскопический момент — действующий вокруг оси х, и ротор гироскопа 5, а вместе с ним щетки 1 поворачиваются на угол Р вокруг оси х, щетки смещаются относительно средних точек потенциометра 2. Если напряжение, подводимое к потенциометру 2, равно U_c, то напряжение е, снимаемое со щеток 1 потенциометра.

• АлтГТУ 419
• АлтГУ 113
• АмПГУ 296
• АГТУ 266
• БИТТУ 794
• БГТУ «Военмех» 1191
• БГМУ 172
• БГТУ 602
• БГУ 153
• БГУИР 391
• БелГУТ 4908
• БГЭУ 962
• БНТУ 1070
• БТЭУ ПК 689
• БрГУ 179
• ВНТУ 119
• ВГУЭС 426
• ВлГУ 645
• ВМедА 611
• ВолгГТУ 235
• ВНУ им. Даля 166
• ВЗФЭИ 245
• ВятГСХА 101
• ВятГГУ 139
• ВятГУ 559
• ГГДСК 171
• ГомГМК 501
• ГГМУ 1967
• ГГТУ им. Сухого 4467
• ГГУ им. Скорины 1590
• ГМА им. Макарова 300
• ДГПУ 159
• ДальГАУ 279
• ДВГГУ 134
• ДВГМУ 409
• ДВГТУ 936
• ДВГУПС 305
• ДВФУ 949
• ДонГТУ 497
• ДИТМ МНТУ 109
• ИвГМА 488
• ИГХТУ 130
• ИжГТУ 143
• КемГППК 171
• КемГУ 507
• КГМТУ 269
• КировАТ 147
• КГКСЭП 407
• КГТА им. Дегтярева 174
• КнАГТУ 2909
• КрасГАУ 370
• КрасГМУ 630
• КГПУ им. Астафьева 133
• КГТУ (СФУ) 567
• КГТЭИ (СФУ) 112
• КПК №2 177
• КубГТУ 139
• КубГУ 107
• КузГПА 182
• КузГТУ 789
• МГТУ им. Носова 367
• МГЭУ им. Сахарова 232
• МГЭК 249
• МГПУ 165
• МАИ 144
• МАДИ 151
• МГИУ 1179
• МГОУ 121
• МГСУ 330
• МГУ 273
• МГУКИ 101
• МГУПИ 225
• МГУПС (МИИТ) 636
• МГУТУ 122
• МТУСИ 179
• ХАИ 656
• ТПУ 454
• НИУ МЭИ 641
• НМСУ «Горный» 1701
• ХПИ 1534
• НТУУ «КПИ» 212
• НУК им. Макарова 542
• НВ 777
• НГАВТ 362
• НГАУ 411
• НГАСУ 817
• НГМУ 665
• НГПУ 214
• НГТУ 4610
• НГУ 1992
• НГУЭУ 499
• НИИ 201
• ОмГТУ 301
• ОмГУПС 230
• СПбПК №4 115
• ПГУПС 2489
• ПГПУ им. Короленко 296
• ПНТУ им. Кондратюка 119
• РАНХиГС 186
• РОАТ МИИТ 608
• РТА 243
• РГГМУ 118
• РГПУ им. Герцена 124
• РГППУ 142
• РГСУ 162
• «МАТИ» — РГТУ 121
• РГУНиГ 260
• РЭУ им. Плеханова 122
• РГАТУ им. Соловьёва 219
• РязГМУ 125
• РГРТУ 666
• СамГТУ 130
• СПбГАСУ 318
• ИНЖЭКОН 328
• СПбГИПСР 136
• СПбГЛТУ им. Кирова 227
• СПбГМТУ 143
• СПбГПМУ 147
• СПбГПУ 1598
• СПбГТИ (ТУ) 292
• СПбГТУРП 235
• СПбГУ 582
• ГУАП 524
• СПбГУНиПТ 291
• СПбГУПТД 438
• СПбГУСЭ 226
• СПбГУТ 193
• СПГУТД 151
• СПбГУЭФ 145
• СПбГЭТУ «ЛЭТИ» 380
• ПИМаш 247
• НИУ ИТМО 531
• СГТУ им. Гагарина 114
• СахГУ 278
• СЗТУ 484
• СибАГС 249
• СибГАУ 462
• СибГИУ 1655
• СибГТУ 946
• СГУПС 1513
• СибГУТИ 2083
• СибУПК 377
• СФУ 2423
• СНАУ 567
• СумГУ 768
• ТРТУ 149
• ТОГУ 551
• ТГЭУ 325
• ТГУ (Томск) 276
• ТГПУ 181
• ТулГУ 553
• УкрГАЖТ 234
• УлГТУ 536
• УИПКПРО 123
• УрГПУ 195
• УГТУ-УПИ 758
• УГНТУ 570
• УГТУ 134
• ХГАЭП 138
• ХГАФК 110
• ХНАГХ 407
• ХНУВД 512
• ХНУ им. Каразина 305
• ХНУРЭ 324
• ХНЭУ 495
• ЦПУ 157
• ЧитГУ 220
• ЮУрГУ 306

Чтобы распечатать файл, скачайте его (в формате Word).

Материалы: http://vunivere.ru/work444/page2

В предыдущих заметках [1] мы убедились, что акселерометр не позволяет измерять крен и тангаж летательного аппарата. Акселерометр не может этого делать в силу фундаментального свойства нашего мира, заключающегося в эквивалентности инертной и гравитационной массы. Как же быть? Ведь ни один самолёт не обладает собственной устойчивостью по крену. Поведение самолёта при отсутствии стабилизации по крену в общем случае непредсказуемо. Всё зависит от того, что это за самолёт, и как им управляют (в частности, в продольном канале). Ничего хорошего точно не будет. С тангажом проще. Самолёты нормальной самолётной схемы, если они правильно спроектированы, способны сами, без помощи автопилота, поддерживать тангаж, точнее, угол атаки. Но правильные беспилотные самолёты теперь как-то редко проектируют. Всё больше неправильные.

Про механические гироскопы-волчки все знают. То, что остаётся в голове у большинства, когда всё выученное забыто, - это твёрдая уверенность, что гироскоп сохраняет направление своей оси в пространстве. В некотором смысле это и на самом деле так. На этом свойстве позиционного гироскопа основано действие механических гировертикалей и гирогоризонтов.

Кроме позиционных гироскопов (хранителей направления) бывают и гироскопы - датчики угловой скорости (ДУСы). От позиционных гироскопов ДУСы отличаются тем, что их ось вращения не свободна, а зажата. При повороте основания, на котором установлен ДУС, возникает кориолисова сила, по величине которой можно судить об угловой скорости поворота основания.

Нас здесь не будут интересовать традиционные приборы на основе механических гироскопов. Причина в том, что приборы на механических гироскопах имеют довольно большую массу (гировертикаль, например, весит не менее 1 кг), сложны для интеграции в современные электронные схемы, имеют ограниченный ресурс и высокую стоимость. Для миниДПЛА применяют микромеханические гироскопы (см., например, [2], там же можно подробнее познакомиться с местом микромеханических гироскопов в многочисленном семействе всевозможных гироскопов). Существуют и отечественные микромеханические гироскопы [3].

Микромеханические гироскопы отличаются от традиционных позиционных (свободных, астатических) гироскопов тем, что:

1) они не содержат вращающихся частей (гироскопические свойства прибора, связанные с кориолисовой силой, возникают благодаря колебаниям микромеханических элементов);

2) они являются датчиками угловой скорости (ДУСами);

3) они обладают сравнительно невысокой точностью (сравнительно большой скоростью ухода), то есть, по основному показателю качества уступают своим более громоздким и дорогим конкурентам.

Устройство и принцип работы микромеханического ДУСа мы здесь рассматривать не будем. Отметим только, что функционирование такого ДУСа основано на кориолисовой силе, возникающей в колебательной микромеханической системе ДУСа при повороте основания ДУСа вокруг оси чувствительности. Кориолисова сила измеряется электроникой ДУСа и превращается в аналоговое напряжение, доступное для измерения пользователем с помощью АЦП. Поэтому ДУС можно применять, не задумываясь об основах механики, а рассматривая его просто как одну из микросхем автопилота. Единственное, что отличает ДУС от других микросхем, - это необходимость ориентировать его на плате так, чтобы ось чувствительности ДУСа была направлена вдоль той составляющей угловой скорости летательного аппарата, которую этот ДУС должен измерять.

На рис.1, заимствованном из [2], схематично показаны микромеханический гироскоп (iMEMS) фирмы Analog Devices, его ось чувствительности и выходная характеристика.

Рис.1. Ось чувствительности и выходной сигнал ДУСа как напряжение, пропорциональное угловой скорости поворота ДУСа вокруг его оси чувствительности

Собственно, этим рисунком в основном и исчерпывается внешняя модель микромеханического датчика угловой скорости. Вы уже можете применять ДУС в своей схеме автопилота.

Но такая модель недостаточна для того, чтобы правильно использовать выходной сигнал ДУСа. Важными факторами, без учёта которых нельзя построить автопилот, являются:

Что такое "уход ДУСа". Это та угловая скорость вокруг оси чувствительности ДУСа, при которой выходной сигнал ДУСа соответствует нулевой угловой скорости по его выходной характеристике. Или, с точностью до знака, наоборот и попроще: "уход ДУСа" - это угловая скорость, вычисленная по выходному сигналу ДУСа при неподвижном ДУСе. "Уход ДУСа" в первом приближении - некоторая постоянная величина. В реальности "уход ДУСа" изменяется вместе с температурой и другими факторами. Трудно представить себе такое совершенство техники, чтобы выходной сигнал неподвижного ДУСа всегда, как на рис.3, равнялся точно 2,5 В, причём для любого образца, выбранного наугад.

"Шум ДУСа" - это некоторое быстро изменяющееся случайное слагаемое, которое присутствует в выходном сигнале ДУСа. Наличие такого слагаемого обусловлено очень многими причинами, совершенно не интересными пользователю. Однако "шум ДУСа" принципиально неистребим. Совершенствование техники позволяет только уменьшать шум, но никогда не позволит его исключить полностью. В конце концов, шумы квантования и дискретизации АЦП, измеряющего выходной сигнал ДУСа в схеме автопилота, всё равно останутся всегда.

Ошибки ДУСа ("уход" и "шум") делают построение автопилота с использованием ДУСов не совсем простым делом. А ответ на вопрос "Что даёт ДУС" прост. ДУС даёт выходной сигнал, [примерно] пропорциональный угловой скорости поворота основания вокруг оси чувствительности ДУСа. И этот сигнал содержит ошибки, к сожалению.

Для управления ориентацией летательного аппарата "по горизонту" нам нужны крен и тангаж. Или хотя бы крен. То есть, нужны углы отклонения летательного аппарата от нейтрального положения. А ДУС предлагает нам выходной сигнал, пропорциональный угловой скорости. Угловая скорость - это производная угла по времени. Соответственно, угол - это интеграл от угловой скорости по времени.

Интегрирование по времени - линейная операция. Это означает, что вычисляемый нами интеграл является суммой интегралов от всех слагаемых интегрируемого выходного сигнала ДУСа:

1) интеграл полезного сигнала, соответствующего текущей угловой скорости;

2) интеграл от "ухода ДУСа";

3) интеграл от "шума ДУСа".

Операция интегрирования обладает несколькими неприятными свойствами:

1) необходимо знание начальных условий, в нашем случае, знание углового положения летательного аппарата в момент начала интегрирования;

2) интеграл от слагаемого, которое мы назвали "уходом ДУСа", является (в первом приближении) величиной, пропорциональной времени интегрирования, то есть, вычисляемый угол со временем будет всё дальше и дальше уходить от истинного угла;

3) интеграл от быстроизменяющегося "шума ДУСа" является случайной величиной с дисперсией, пропорциональной времени интегрирования, поэтому вероятность отклонения вычисленного угла от истинного значения на любую наперёд заданную величину нарастает со временем..

Перечисленные неприятные свойства операции интегрирования делают задачу построения автопилота на датчиках угловой скорости (причём на любых ДУСах, не только микромеханических) нетривиальной. Способом решения этой задачи является коррекция выходного сигнала, который даёт ДУС. Собственно, искусство построения автопилота на ДУСах заключается в искусстве коррекции интегралов от показаний ДУСов.

Как можно корректировать выходной сигнал ДУСа, будет описано в других заметках, но только в том случае, если проблема действительно вызывает интерес у читателей. Пишите в "Обсудить" и на Этот адрес электронной почты защищён от спам-ботов. У вас должен быть включен JavaScript для просмотра..

3. Попова И.В., Лестев А.М., Семенов А.А., Пятышев Е.Н., Лурье М.С.,

Материалы: http://dpla.ru/acclmmer.img/chtodaetdus.htm

Для контроля совершения координированных разворотов на самолете используется комбинированный электрический указатель поворота типа ЭУП. Он включает в себя датчик скольжения и указатель поворота, построенного на гироскопе с двумя степенями свободы.

Гироскоп с двумя степенями свободы имеет только две оси: ось собственного вращения и ось прецессии, перпендикулярную ей. При повороте гироскопа вокруг оси, перпендикулярной этим двум осям, с угловой скоростью возникает гироскопический момент, стремящийся совместить ось собственного вращения с осью вынужденного вращения по кратчайшему расстоянию. Если этому гироскопическому моменту противодействует момент сопротивления(например, момент пружины), то такое устройство может быть использовано для измерения угловой скорости. Здесь– угол поворота оси прецессии,– удельная жесткость пружины.

После окончания переходного процесса угол поворота гироскопа вокруг оси прецессии пропорционален угловой скорости

. (5.2)

Рис. 5.8. Кинематическая схема датчика угловой скорости

В герметичном корпусе 3 ДУСа (рис. 5.7) расположена внутренняя рама 2 двухстепенного гироскопа, выполненная в виде герметичного сосуда. Ось – ось прецессии,– ось собственного вращения ротора 1, ось– ось измерения угловой скорости. Внутренняя рама представляет собой поплавок, плавающий в жидкости, находящейся между рамой 2 и корпусом 3. Это позволяет существенно разгрузить ось прецессии от моментов трения и повысить чувствительность прибора. Противодействующие пружины 4 служат для уравновешивания гироскопического момента, а потенциометр 5 – для выдачи электрического сигнала, пропорционального измеряемой скорости. Угол поворота оси прецессии ограничен пятью градусами. Минимальная угловая скорость, на которую может реагировать прибор

, (5.3)

где – момент трения по оси прецессии.

Датчик угловой скорости используется в САУ для формирования закона управления стабилизации самолета относительно центра тяжести.

Курсом называется угол между северным направлением меридиана и продольной осью самолета, отсчитанной в горизонтальной плоскости. В зависимости от выбранного меридиана различают истинный, магнитный, компасный и ортодромический курсы.

К магнитным датчикам курса относятся компас и индукционный датчик (ИД). Принцип действия этих приборов основан на использовании магнитного поля Земли. Индукционные датчики курса предназначены для измерения магнитного курса. Основой магнитного датчика является так называемый магнитный зонд (рис. 5.9,а), который представляет собой два пермаллоевых стержня, параллельных друг другу и лежащих в горизонтальной плоскости. Каждый из сердечников охвачен первичной обмоткой, питающейся переменным напряжением . Обмотки намотаны таким образом, что магнитные потоки,в первом и втором стержнях в каждый момент времени равны по величине и обратны по направлению. Следовательно, в каждый момент времени суммарный магнитный поток от двух первичных обмоток равен нулю, и он не может индицировать ЭДС во вторичной обмотке.

Рис. 5.9. Электрические схемы: а – магнитного зонда; б – индукционного датчика

Магнитный поток горизонтальной составляющей магнитного поля Земли может проникать в сердечники только тогда, когда потоки ,малы и существует магнитная проницаемость сердечников. Таким образом, дважды за период изменения напряжения магнитный потокизменяет свое значение от нуля до максимума. Следовательно, потоктрансформируется из постоянного в пульсирующий.

Пульсирующий магнитный поток горизонтальной составляющей магнитного поля Земли индицирует во вторичной обмотке, охватывающей оба стержня, напряжение

, (5.4)

где – число витков во вторичной обмотке;– магнитный курс, который меняется с двойной частотой по отношению к переменному напряжению.

Так как величина зависит еще и от географической широты места, для измерения магнитного курса с помощью индукционного датчика используется схема, приведенная на рис. 5.9,б. В ней имеются три магнитных зонда, оси измерения которых расположены под углом 60°. Вторичные обмотки соединены в треугольник и питают статор сельсина. Расшифровывающая следящая система, куда входят сельсин, усилитель и двигатель, разворачивает ротор сельсинав положение, при котором с ротора снимается нулевой сигнал. Таким образом, угол разворота ротора сельсина характеризует магнитный курс.

Для уменьшения влияния вертикальной составляющей магнитного поля Земли при кренах самолета магнитные зонды помещают на платформу, установленную в карданов подвес и имеющую некоторую маятниковость, а для предотвращения колебаний платформы вся система находится в демпфирующей жидкости.

Влияние магнитных полей самолета компенсируется специальным девиационным прибором, установленном на датчике, и лекальным механизмом, имеющимся в схеме расшифровывающейся следящей системы.

Описанное выше устройство называется магнитным индукционным датчиком и имеет точность определения магнитного курса ±1,5°.

Для продолжения скачивания необходимо собрать картинку:

Материалы: http://studfiles.net/preview/948836/page:4/