Способ пуска гироскопа индикаторной гироскопической платформы и гироскопическая индикаторная платформа

Изобретения относятся к точному приборостроению, а именно к гироскопической технике, и могут быть использованы в индикаторных гиростабилизаторах. Способ пуска заключается в том, что на гиромотор подают питание, затем информационный сигнал с датчика угла первого канала демодулируют, усиливают и подают на время пуска на датчик момента первого канала, а сигнал с датчика угла второго канала демодулируют, усиливают и подают на время пуска на датчик момента второго канала, после истечения времени пуска сигналы от обоих датчиков момента отключают. Гироскопическая индикаторная платформа, в которой реализован вышеописанный способ, содержит гироскоп 1, два канала с датчиками 2, 7 угла, фазочувствительными демодуляторами 3, 8, ключами 4, 9, усилителями 5, 10, датчиками 6, 11 момента, а также таймер 12. Изобретения позволяют снизить время готовности и повысить точность. 2 н.п. ф-лы, 1 ил.

 

Изобретения относятся к точному приборостроению, а именно к гироскопической технике, и могут быть использованы в индикаторных гиростабилизаторах.

Известен способ пуска гироскопа, реализованный в гиростабилизаторе [1], который заключается в подаче на гиромотор питания.

Недостатком данного способа является достаточно большое время готовности гиростабилизатора.

Известен гиростабилизатор [1], в котором гиромотор подключен к питающей сети.

Недостатком этого устройства является то, что во время пуска чувствительный элемент гироскопа находится в произвольном положении в пространстве, а это увеличивает время готовности гиростабилизатора.

Наиболее близким к заявленному является способ, реализуемый в индикаторной гиростабилизированной платформе [2], который заключается в подаче на гиромотор питания и электрическом арретировании избыточной измерительной оси.

Недостатком данного способа является достаточно большое время готовности и низкая точность в начале разгона.

Наиболее близким к заявленному устройству является индикаторная гиростабилизированная платформа, содержащая гироскоп, датчики угла, датчики момента.

Недостатком данного устройства является то, что во время пуска чувствительный элемент гироскопа находится в произвольном состоянии в пространстве, а это увеличивает время готовности и приводит к снижению точности в начале разгона.

Задачами, на решение которых направлены настоящие изобретения, являются снижение времени готовности и повышение точности работы индикаторной гироскопической платформы.

Поставленные задачи достигаются тем, что в способе пуска гироскопа индикаторной гироскопической платформы, заключающемся в подаче питания на гиромотор, согласно изобретению, после подачи питания информационный сигнал с датчика угла первого канала демодулируют, усиливают и подают на время пуска на датчик момента первого канала, а сигнал с датчика угла второго канала демодулируют, усиливают и подают на время пуска на датчик момента второго канала, после истечения времени пуска сигналы от обоих датчиков момента отключают.

В индикаторной гироскопической платформе, содержащей гироскоп и два канала, каждый из которых содержит датчик угла и датчик момента, согласно изобретению, в каждом канале датчик угла подключен через последовательно соединенные фазочувствительный демодулятор, ключ и усилитель к датчику момента, а управляющие входы ключей обоих каналов подключены к таймеру.

К существенным отличиям предложенного способа относится то, что после подачи питания информационный сигнал с датчика угла первого канала демодулируют, усиливают и подают на время пуска на датчик момента первого канала, а сигнал с датчика угла второго канала демодулируют, усиливают и подают на время пуска на датчик момента второго канала, после истечения времени пуска сигналы от обоих датчиков момента отключают.

При таком способе пуска чувствительный элемент гироскопа удерживается датчиками момента в нулевом положении и сразу по окончании времени пуска гироскоп готов к работе, что обеспечивает надежный, без переходных процессов, переход в режим стабилизации гироплатформы, не требуя дополнительного времени для приведения в ноль, а это снижает время готовности, повышает точность и долговечность работы.

К существенным отличиям устройства относится подключение в каждом канале датчика угла через последовательно соединенные фазочувствительный демодулятор, ключ, усилитель к датчику момента, а управляющие входы ключей обоих каналов подключены к таймеру.

Такое включение позволяет на время пуска обеспечивать электрическую связь между датчиком угла и датчиком момента и тем самым приводить чувствительный элемент гироскопа в нулевое положение, что сокращает время готовности и повышает точность работы.

Предлагаемые изобретения иллюстрируются чертежом, где представлена структурная схема.

На чертеже представлены гироскоп 1, датчик 2 угла первого канала, фазочувствительный демодулятор 3 первого канала, ключ 4 первого канала, усилитель 5 первого канала, датчик 6 момента первого канала, датчик 7 угла второго канала, фазочувствительный демодулятор 8 второго канала, ключ 9 второго канала, усилитель 10 второго канала, датчик 11 момента второго канала, таймер 12.

Находящийся в непосредственной близости от чувствительного элемента гироскопа 1 датчик 2 угла первого канала соединен последовательно через фазочувствительный демодулятор 3 первого канала, ключ 4 первого канала, усилитель 5 первого канала с датчиком 6 момента первого канала. Датчик 7 угла второго канала соединен последовательно через фазочувствительный демодулятор 8 второго канала, ключ 9 второго канала, усилитель 10 второго канала с датчиком 11 момента второго канала. Управляющие входы ключей 4 и 9 обоих каналов соединены с таймером 12.

Способ пуска гироскопа осуществляют следующим образом.

В каждом канале сигналы с датчиков 2, 7 угла демодулируют, усиливают и подают на датчики 6, 11 момента, которые отклоняют чувствительный элемент гироскопа. После чего датчики 2, 7 угла формируют полезный сигнал противоположного знака, который после демодуляции и усиления отклоняет чувствительный элемент гироскопа 1 в сторону нулевого положения. После нескольких колебаний чувствительный элемент устанавливается в нулевое положение. По истечении времени пуска ключи 4 и 9 размыкают и датчики 2, 7 угла и датчики 6, 11 момента используют по назначению для стабилизации гироплатформы.

Пуск гироскопа индикаторной гироскопической платформы осуществляется следующим образом.

На гиромотор гироскопа 1 подают питание, одновременно замыкаются ключи 4 и 9 и запускается таймер 12.

Рассмотрим работу одного канала. Информационный сигнал с датчика 2 угла демодулируется фазочувствительным демодулятором 3 и через ключ 4 поступает на усилитель 5, а с него - на датчик 6 момента. При этом датчик 6 момента отклоняет чувствительный элемент гироскопа 1 и датчик 2 угла формирует сигнал определенного знака, который поступает на датчик 6 момента и отклоняет чувствительный элемент в противоположную от первоначального положения сторону, при этом сигнал с датчика 2 угла меняет знак на противоположный. После нескольких колебаний чувствительный элемент гироскопа 1 устанавливается в нулевое положение. Аналогично протекает работа второго канала.

После приведения гироскопа 1 в нулевое положение по истечении времени пуска таймер 12 отключает ключи 4, 9, при этом разрываются цепи связи между датчиками 2, 7 угла и датчиками 6, 11 момента и они могут использоваться по прямому назначению для стабилизации гироплатформы.

Предложенные изобретения использованы в гиростабилизированной платформе и показали хорошие результаты.

Источники информации

1. Б.И.Назаров, Г.А.Хлебников Гиростабилизаторы ракет. М., Воениздат, 1975 г., стр.7 рис.1.1.

2. Индикаторные гироскопические платформы под ред. А.Д.Александрова, М., Машиностроение, 1979 г., стр.7-12 (прототип).

1. Способ пуска гироскопа индикаторной гироскопической платформы, заключающийся в подаче питания на гиромотор, отличающийся тем, что после подачи питания информационный сигнал с датчика угла первого канала демодулируют, усиливают и подают на время пуска на датчик момента первого канала, а сигнал с датчика угла второго канала демодулируют, усиливают и подают на время пуска на датчик момента второго канала, после истечения времени пуска сигналы от обоих датчиков момента отключают.

2. Гироскопическая индикаторная платформа, содержащая гироскоп и два канала, каждый из которых содержит датчик угла и датчик момента, отличающаяся тем, что в каждом канале датчик угла подключен через последовательно соединенные фазочувствительный демодулятор, ключ, усилитель к датчику момента, а управляющие входы ключей обоих каналов подключены к таймеру.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к определению параметров траекторий нефтяных, газовых, геотермальных, железорудных и др. .

Изобретение относится к гироскопической технике и может быть использовано в гироскопических приборах для стабилизации вертикального направления. .

Изобретение относится к области построения датчиков угловых координат для систем автоматического управления движением, главным образом, в качестве авиагоризонта (вертикали) для летательных аппаратов любого типа.

Изобретение относится к устройствам для измерения углов ориентации летательных аппаратов, а также наземных транспортных средств и других подвижных объектов. .

Изобретение относится к измерительной технике и предназначено для систем стабилизации, наведения и управления, работающих на подвижных объектах. .

Изобретение относится к гироскопической технике и может быть использовано в измерительных системах и системах управления подвижных объектов. .

Изобретение относится к авиационной технике. .

Изобретение относится к области приборостроения, а именно к системам навигации с гиростабилизированными инерциальными платформами

Изобретение относится к гироскопической технике и может быть использовано в гироскопических приборах для стабилизации вертикального направления

Изобретение относится к точному приборостроению, а именно к гироскопической технике, и может быть использовано в гиростабилизаторах

Изобретение относится к точному приборостроению и может быть использовано, например, для построения скважинных приборов. Гироинерциальный модуль содержит одноосный силовой гироскопический стабилизатор, на платформе (3) которого размещены два акселерометра (9.1, 9.2) и гироузел, представляющий собой рамку (2) с не менее двумя жестко установленными в ней гиромоторами (1), оси вращения которых параллельны. По оси подвеса платформы (3) установлены системный датчик угла (8) и стабилизирующий мотор, состоящий из не менее двух последовательно соединенных двигателей (6.1, 6.2). Применение не менее двух гиромоторов и не менее двух двигателей позволяет перевести габариты скважинного прибора по диаметру в габариты по длине, а взаимное положение ротора (8.1) относительно статора (8.2) системного датчика угла и статора относительно корпуса выполнено с возможностью обеспечения внешней начальной азимутальной выставки платформы одноосного силового гироскопического стабилизатора гироскопического инклинометра. 2 з.п. ф-лы, 1 ил.

Изобретение относится к исследованию нефтяных и газовых скважин, в частности к определению углов наклона и траектории ствола скважины. Техническим результатом является повышение точности определения траектории протяженных наклонных и горизонтальных скважин. Предложен способ определения зенитного угла и азимута скважины посредством гироскопического инклинометра, заключающийся в том, что при начальной азимутальной ориентации гироинклинометра и при движении скважинного прибора в скважине непрерывно измеряют напряжение, пропорциональное углу ошибки стабилизации платформы. Полученное напряжение используют при определении угловой скорости по оси чувствительности датчика угловой скорости без погрешности от угла ошибки стабилизации. А указанную угловую скорость используют при расчете азимутального угла осей чувствительности акселерометров на момент окончания начальной азимутальной ориентации. Для реализации предложенного способа разработано устройство, в котором в электрическую схему усилителя канала стабилизации платформы введен дополнительный выход, соединенный с дополнительным каналом обработки информации, введенным в блок цифровой обработки. 2 н. и 1 з.п. ф-лы, 1 ил.

Изобретение относится к точному приборостроению и может быть использовано, например, для построения скважинных приборов (СП) непрерывных малогабаритных гироскопических инклинометров (ГИ) с автономной начальной выставкой (АНВ) в азимуте для определения координат оси симметрии скважин. Гироинерциальный модуль ГИ содержит одноосный гиростабилизатор (ГС), на платформе (9) которого размещены два измерителя ускорений (13, 14) и трехстепенной гироскоп (12), установленный в поворотной раме (ПР) (5), ось подвеса которой перпендикулярна оси стабилизации (ОС). В режиме измерения ПР (5) повернута в положение, при котором вектор кинетического момента гироскопа (12) перпендикулярен оси подвеса платформы (9), а гироскоп (12) используется в качестве чувствительного элемента ГС. В режиме АНВ ОС устанавливают в вертикальное положение по сигналам измерителей ускорений (13, 14), а ПР (5) разворачивают на 90°, превращая гироскоп (12) в двухкомпонентный измеритель угловой скорости. Платформу (9) вращают с постоянной скоростью, измеряют и записывают угол ее поворота и угловые скорости. По полученным данным вычисляется начальный азимут осей платформы (9). Использование ПР (5) позволяет реализовать в одном приборе алгоритмы измерения, основанные на использовании ГС, и алгоритмы АНВ, основанные на измерении горизонтальной составляющей угловой скорости вращения Земли относительно двух осей, что способствует повышению точности определения начального азимута, а следовательно, и точности работы прибора. 4 ил., 3 табл.

Изобретение относится к области авиационного приборостроения и может найти применение в системах определения пространственного положения летательного аппарата (ЛА) при полетах в сложных метеоусловиях и ночью, когда отсутствует естественный горизонт. Технический результат - повышение надежности. Для этого положение по тангажу и крену определяется с помощью двух раздельных силуэтов самолета. Авиагоризонт с разнесенными по высоте указателями тангажа и крена представляет два прибора в одном корпусе. Первый прибор 1 расположен в верней части корпуса, в котором с помощью силуэта самолета 3 с видом в профиль по шкале 2 сформирован указатель угола тангажа. Шкала прибора разбита на шкалы кабрирования от 0 град. до 180 град. и шкалы пикирования 5 от 0 град. до -180 град. Угол тангажа отсчитывается по указанной шкале против носа силуэта самолета. Второй прибор располагается ниже первого. Прибор с помощью силуэта самолета 6 указывает пилоту крен самолета по типу «Вид сзади». Крен отсчитывается по шкалам 7 с разметкой от 0 град. до 90 град. При этом представлена возможность установки индекса угла атаки 4 на фоне шкалы углов тангажа. 3 ил.

Изобретение относится к инерциальным навигационным системам и может использоваться для определения угловой ориентации подвижных объектов любого типа. Сущность изобретения состоит в совместной обработке измерений датчиков перегрузок и измерений скорости подвижного объекта спутниковой навигационной системой (СНС), при отсутствии датчиков угловых скоростей. Угловые скорости определяют методом параметрической идентификации, минимизируя функционал качества, который формируют из разностей ускорений, полученных путем дифференцирования земных скоростей, измеренных при помощи СНС и ускорений, полученных путем обработки сигналов перегрузки по трем связанным осям ЛА. Устройство, реализующее данный способ, содержит блок датчиков перегрузок, спутниковую навигационную систему, блок определения линейных ускорений, блок формирования матрицы направляющих косинусов, блок определения функционала, блок дифференцирования, блок минимизации функционала, блок определения угловых скоростей, блок определения начальных углов ориентации и интегратор, соединенные между собой определенным образом. Технический результат - упрощение способа, снижение стоимости и повышение точности определения угловой ориентации объекта при отсутствии бортовых измерителей угловых скоростей. 2 н.п. ф-лы, 1 ил.
Наверх