ЗАСТОСУВАННЯ Гіроскопи
Гіроскопом називається масивне тіло, швидко обертається навколо однієї зі своїх головних осей інерції. Зміна вектора моменту кількості руху гіроскопа в результаті дії на нього зовнішніх сил називається прецесією. Точний розрахунок швидкості прецесії складний. У першому наближенні приймають, що вісь обертання гіроскопа, миттєва вісь обертання і напрям вектора моменту кількості руху збігаються. Тому прецесію можна спостерігати, якщо стежити за рухом осі гіроскопа.
Існують гіроскопи з трьома ступенями свободи (осі можливого обертання) ротора гіроскопа забезпечуються двома рамками карданова підвісу. Якщо на такий пристрій не діють зовнішні збурення, то вісь власного обертання ротора зберігає постійний напрям в просторі. Якщо ж на нього діє момент зовнішньої сили, яка прагне повернути вісь власного обертання, то вона починає обертатися не навколо напрямку моменту, а навколо осі, перпендикулярної йому (прецесія).
Рис. 1. Гіроскопа з трьома ступенями свободи (з двома рамками карданова підвісу), кінематична схема. I y - вісь власного обертання ротора, уздовж якої спрямований його кінетичний момент; I 0 - опорне напрямок кінетичного моменту; j - кут відхилення внутрішньої рамки карданова підвісу; w j - кутова швидкість повороту внутрішньої рамки підвісу (прецесія); M q - момент обурює зовнішньої сили; w q - кутова швидкість повороту зовнішньої рамки підвісу (нутація).
У добре збалансованому (астатическим) і досить швидко обертається гіроскопі, встановленому на високосовершенних підшипниках з незначним тертям, момент зовнішніх сил практично відсутня, так що гіроскоп довго зберігає майже незмінною свою орієнтацію в просторі. Тому він може вказувати кут повороту підстави, на якому закріплений. Саме так французький фізик Ж. Фуко (1819-1868) вперше наочно продемонстрував обертання Землі. Якщо ж поворот осі гіроскопа обмежити пружиною, то при відповідній установці його, скажімо, на літальному апараті, що виконує розворот, гіроскоп буде деформувати пружину, поки не врівноважиться момент зовнішньої сили. У цьому випадку сила стиснення або розтягування пружини пропорційна кутовий швидкості руху літального апарату. Такий принцип дії авіаційного покажчика повороту і багатьох інших гіроскопічних приладів. Оскільки тертя в підшипниках дуже мало, для підтримки обертання ротора гіроскопа не потрібно багато енергії. Для приведення його в обертання і для підтримки обертання зазвичай буває достатньо малопотужного електродвигуна або струменя стисненого повітря.
На рис.1 зображено гіроскоп, який закріплений у кардановому підвісі. Зовнішнє кільце А карданова підвісу може вільно повертатися навколо вертикальної осі аа. Внутрішнє кільце Б пов'язано з кільцем А горизонтальною віссю ББ. У кільці Б укріплений гіроскоп Г, вісь обертання якого єв перпендикулярна осі ББ. Центр ваги гіроскопа знаходиться на перетині всіх трьох осей і при будь-якому повороті кілець зберігає своє положення в просторі.
Рух гіроскопа з закріпленим центром ваги Описується рівнянням моментів
де - момент зовнішніх сил, N - момент кількості руху гіроскопа. Подальші викладки пояснюються векторної схемою рис. 2; розташування гіроскопа і позначення осей ті ж, що й на рис. 1.
рис.1.
Нехай спочатку М = 0, а гіроскоп обертається з кутовою, швидкістю, так що N = Jw (J момент інерції гіроскопа відносно осі обертання). Якщо потім до осі гіроскопа докласти вертикальну зовнішню силу Р, то виникне момент сил М, що лежить в горизонтальній площині. Звернувшись до рівняння (1) і рис. 2 і 3, неважко зрозуміти, що вектори М і N ортогональні один одному, а вектор dN спрямований так само, як і М, тому сила Р, не змінюючи величини вектора / V, змушує його кінець описувати окружність в горизонтальній площині. За
рис.2 рис.3
час dt проекція вектора N на горизонтальну площину повернеться на кут dj, причому, як випливає з (1) і рис. 2,
де а - кут, який вектор N складає з вертикаллю. Таким чином, кутова швидкість Q обертання вектора N дорівнює
або, у векторній формі,
[W N] = M (2 `)
Якщо вісь гіроскопа горизонтальна (рис. 3), то замість. (2) отримаємо
W = M / N (2 ``)
У швидко обертається гіроскопі напрямок вектора моменту кількості руху приблизно збігається з напрямком осі самого гіроскопа. Тому під дією зовнішнього моменту М вісь гіроскопа теж почне обертатися навколо вертикальної осі з кутовою швидкістю W, описуючи в просторі конус. Оскільки вектор М повертається разом c N таким чином, що їх взаємне розташування не змінюється з часом, обертання осі гіроскопа при постійній силі Р виявляється рівномірним. Це обертання називається регулярної прецесією, а величина W - кутовий швидкістю прецесії.
Як вже зазначалося вище, наведені міркування справедливі лише для швидко обертається гіроскопа, тобто при
W <<w (3)
По-цих умовах можна вважати, що N »Jw, де J - момент інерції гіроскопа відносно його власної" осі обертання. Тоді
Скажемо кілька слів з приводу нерівності (3). Неважко бачити, що вектор повного моменту кількості руху гіроскопа при наявності прецесії містить два компоненти: Jw) і J1 W (J 1 - момент інерції гіроскопа відносно його діаметра). Таким чином, вектор повного моменту кількості руху N, строго кажучи, не збігається за напрямком з вектором кутової швидкості w (з віссю гіроскопа). Цим розбіжністю можна, однак, знехтувати при J1w <<Jw. Моменти інерції J і J1в нашому випадку виявляються величинами одного порядку; в цьому випадку умовою застосування формули (4) є нерівність (3), яке. у звичайних гіроскопах виконується дуже добре (величини W і w відрізняються один від одного, принаймні на три порядки).
У цій роботі потрібно визначити кутову швидкість обертання гіроскопа з його регулярної прецесії.
Експериментальна установка і методика вимірювання. Гіроскоп (рис. 1) являє собою мініатюрний електромотор 1, підвішений до горизонтального стрижня. Стрижень разом з гіроскопом може обертатися у вертикальній площині навколо осі, укріпленої у вилці 2. Обертання в горизонтальній площині відбувається разом з вилкою в підвісі 3. Для збільшення моменту інерції мотор забезпечений маховиком 4. Мотор харчується постійним струмом.
Рис.1
Врівноважить гіроскоп і включимо мотор. Навіть при всій можливій ретельності у зрівноважуванні гіроскоп починає повільно процесувати, повертаючись в горизонтальній площині. Це відбувається, очевидно, тому, що вертикальна вісь обертання гіроскопа не проходить точно через його центр мас. Отже, момент сили тяжіння, а також момент сили тертя щодо вертикальної осі відмінний від нуля. Рівняння (2) для цього випадку можна записати у вигляді:
де My - момент сил ваги та тертя щодо вертикальної осі.
Замінюючи в рівнянні (4) кутову швидкість періодом, отримаємо:
Зберігаючи швидкість обертання гіроскопа незмінною (не міняючи напруги, поданого на мотор);
навантажимо вільний кінець
стрижня гіроскопа гирькою вагою Pi, підвісивши її на відстані, / I від вертикальної осі обертання. Момент сили тяжіння прийме нове значення:
але
Поділивши (5) на (7), отримаємо
Остання рівність може служити для перевірки співвідношення (2).
Завдання. Проведіть вимірювання швидкості прецесії врівноваженого гіроскопа при трьох положеннях (/
Для вимірювання подайте на обмотки двигуна напруга 220 В, і почекайте 2-3 хв, утримуючи стрижень в горизонтальному положенні. Плавно відпустіть стрижень і підрахуйте за допомогою секундоміра час трьох повних обертів стрижня. Закінчивши вимірювання швидкості прецесії, подайте на обмотки мотора напруга 200 В. Дайте мотору розкрутитися, а потім вимкніть його і протягом часу, поки рух мотора сповільнюється, зробіть 3-4 виміру періоду прецесії. Проведіть перевірку рівності (8) за даними вимірювань.
Контрольні питання. 1. Яке допущення лежить в основі наближеної теорії гіроскопа? 2. Яка частина моменту інерції залишилася неврахованої при розрахунку моменту інерції маховика? Як грубо врахувати її? 3. Який якісний висновок можна зробити з спостереження прецесії при вимкненому двигуні? 4. Поясніть виникнення прецесії дитячого дзиги.
Застосування гіроскопів.
Гіроскоп - основна частина таких приладів, як покажчик курсу, повороту, горизонту, сторін світу, гірокомпас. Усередині цих приладів обертаються зі швидкістю в кілька десятків тисяч обертів на хвилину невеликі ротори-дзиги, укріплені в кардановому підвісі. Корпус приладу можна повертати як завгодно, при цьому вісь обертового гіроскопа буде зберігати незмінне положення в просторі.
Велике застосування знаходять гіроскопічні прилади для автоматичного керування рухом літаків і кораблів. Для підтримки заданого курсу корабля служить <авторульового>, а літака - <автопілот>.
У приладі <авторульового> застосований вільний гіроскоп з великим власним моментом імпульсу і малою силою тертя в місцях карданова підвісу. Напрямок руху корабля задається напрямком осі вільного гіроскопа. За будь-яких відхиленнях корабля від курсу, вісь гіроскопа зберігає своє колишнє просторове напрямок, а карданів підвіс повертається щодо корпусу корабля. Поворот рами карданова підвісу відстежується за допомогою спеціальних пристроїв які видають команди автоматів на поворот керма і повернення корабля на заданий курс.
<Автопілот> забезпечений двома гіроскопами. В одного з них вісь розташовують вертикально і в такому положенні розкручують гіроскоп. Вертикально розташована вісь гіроскопа задає горизонтальну площину. Вісь другий гіроскопа розташовують горизонтально, орієнтуючи її уздовж осі літака. Цей гіроскоп постійно "знає" курс літака. Обидва гіроскопа дають відповідні команди механізмам управління, підтримує політ літака по заданому курсу.
В даний час автопілотом обладнані всі сучасні літаки, призначені для тривалих польотів. Гіроскоп служить важливою складовою частиною в системах управління космічних апаратів.
Гіроскопи застосовують так само в системах навігації. Інерційна навігація відноситься до такого способу визначення місця розташування в просторі, при якому не використовуються дані будь-яких зовнішніх джерел. Всі чутливі елементи знаходяться безпосередньо на борту транспортного засобу. Інерціальні вимірювачі лінійних прискорень - акселерометри встановлені на так званій гіростабілізований платформі. Ця платформа, використовуючи властивості гіроскопа - зберігати незмінною орієнтацію своєї осі в просторі, забезпечує строго горизонтальне положення осей чутливості акселерометрів (з точністю до одиниць кутових секунд). Виміряні прискорення двічі інтегруються, і, таким чином, виходить інформація щодо приросту місцеположення рухомого об'єкта. Об'єднані спільною задачею визначення координат рухомого об'єкта, гіроскопи і акселерометри утворюють інерційну навігаційну систему (ІНС). Крім цього завдання ІНС поставляє інформацію про кутової орієнтації об'єкта: кутах крену, тангажу і рискання (курсу) і про швидкість об'єкта.
Конструкція сучасної ІНС увібрала в себе останні досягнення точної механіки, теорії автоматичного управління, електроніки та обчислювальної техніки.
Конструктивно ІНС можна розділити на два класи: платформні і бескарданние. У перших гіростабілізований платформа реалізована фізично у вигляді рами триступеневої карданного підвісу. У таких системах використовуються традиційні гіроскопи з обертовим ротором. Точність таких систем може досягати 1 морської милі (900 м) за годину роботи. Ці системи входять до складу бортового навігаційного обладнання важких літаків.
Інший клас - безплатформного ІНС (БІНС) відрізняються тим, що площина горизонту в них реалізована математично, використовуючи дані гіроскопів і акселерометрів. У цих системах можуть бути використані лазерні і волоконно-оптичні гіроскопи. Тут немає обертових частин, а про кутовий швидкості судять по фазовій затримці лазерного променя пробігає по замкнутому контуру. Точність цих систем 1 морська миля за годину. Вони суттєво конструктивно простіше і дешевше платформних. За останніми даними кращі зразки БІНС здатні показувати точність, порівнянну з точністю платформних систем.
Гіроскоп найчастіше застосовується як чутливий елемент вказують гіроскопічних приладів і як датчик кута повороту або кутовий швидкості для пристроїв автоматичного управління. У деяких випадках, наприклад в гіростабілізаторах, гіроскопи використовуються як генератори моменту сили або енергії.
Основні області застосування гіроскопів - судноплавство, авіація та космонавтика.
Розглянемо інерційну навігацію докладно - метод вимірювання прискорення судна або літального апарату та визначення його швидкості, положення і відстані, пройденого ним від вихідної точки, за допомогою автономної системи. Системи інерціальної навігації (наведення) виробляють навігаційну інформацію і дані для управління на борту літаків, ракет, космічних апаратів, морських суден і підводних човнів.
Теоретичні основи. Прискорення тобто швидкість зміни швидкості, а швидкість - швидкість зміни положення. Вимірюючи прискорення руху, можна шляхом її інтегрування обчислювати швидкість. Інтегруванням же швидкості можна визначати поточне місце розташування (координати) літального апарата або судна. Таким чином, система інерціальної навігації є система числення шляху.
Прискорення є векторною величиною, яка має не тільки чисельне значення, але і напрямок. Отже, система датчиків, яка визначає прискорення, повинна вимірювати і його величину, і його напрямок. Акселерометр вимірює величину. Інформацію про направлення дають гіроскопи, що забезпечують опорну систему координат для акселерометрів.
Акселерометри, вимірюючи фактичне прискорення, скажімо, літального апарату, в той же час реагують на гравітаційне поле. Для компенсації цього прискорення система інерціальної навігації віднімає з вихідних даних акселерометрів розрахований значення g. Величина g обчислюється як функція місця розташування (координат), зокрема довготи і широти.
Отже, система інерціальної навігації вимірює позірна прискорення, до якого входить прискорення вільного падіння. Потім вона, двічі інтегруючи цю величину, знаходить місце розташування. І нарешті, виходячи з цього обчисленого місця розташування, обчислює величину g, яка віднімається з удаваного прискорення. Така система зі зворотним зв'язком другого порядку (рис. 1) веде себе, як генератор коливань дуже низької частоти в двох ортогональних горизонтальних напрямах. Період коливань на рівні моря дорівнює 84 хв; вони називаються коливаннями Шулера по імені німецького винахідника М. Шулера, запатентованого в 1908 першу дійсно гірокомпас.
Рис. 1. Інерціальних навігаційних системах зі зворотним зв'язком. Система вимірює позірна прискорення (до якого входить прискорення вільного падіння g) і, двічі інтегруючи його, знаходить місце розташування, потім з урахуванням останнього визначає прискорення g і, віднімаючи його з удаваного прискорення, знаходить справжнє прискорення руху літального апарата або судна.
Варіанти системи. У колишніх системах інерціальної навігації опорна система координат забезпечувалася установкою акселерометрів і гіроскопів на стабілізованої платформі в кардановому підвісі. Такий підвіс ізолював платформу від поворотів літального апарата або судна. Це дозволяло утримувати акселерометри в незмінній орієнтації відносно Землі при русі об'єкту.
У сучасних системах інерціальної навігації застосовуються комп'ютери, що стежать за орієнтацією акселерометрів. Такі системи називаються безплатформного. Вихідні дані гіроскопів надходять безпосередньо на комп'ютер, який обчислює миттєве напрямок акселерометрів в опорній системі координат і відповідні коригувальні сигнали.
Гіроскопом називається масивне тіло, швидко обертається навколо однієї зі своїх головних осей інерції. Зміна вектора моменту кількості руху гіроскопа в результаті дії на нього зовнішніх сил називається прецесією. Точний розрахунок швидкості прецесії складний. У першому наближенні приймають, що вісь обертання гіроскопа, миттєва вісь обертання і напрям вектора моменту кількості руху збігаються. Тому прецесію можна спостерігати, якщо стежити за рухом осі гіроскопа.
Існують гіроскопи з трьома ступенями свободи (осі можливого обертання) ротора гіроскопа забезпечуються двома рамками карданова підвісу. Якщо на такий пристрій не діють зовнішні збурення, то вісь власного обертання ротора зберігає постійний напрям в просторі. Якщо ж на нього діє момент зовнішньої сили, яка прагне повернути вісь власного обертання, то вона починає обертатися не навколо напрямку моменту, а навколо осі, перпендикулярної йому (прецесія).
Рис. 1. Гіроскопа з трьома ступенями свободи (з двома рамками карданова підвісу), кінематична схема. I y - вісь власного обертання ротора, уздовж якої спрямований його кінетичний момент; I 0 - опорне напрямок кінетичного моменту; j - кут відхилення внутрішньої рамки карданова підвісу; w j - кутова швидкість повороту внутрішньої рамки підвісу (прецесія); M q - момент обурює зовнішньої сили; w q - кутова швидкість повороту зовнішньої рамки підвісу (нутація).
У добре збалансованому (астатическим) і досить швидко обертається гіроскопі, встановленому на високосовершенних підшипниках з незначним тертям, момент зовнішніх сил практично відсутня, так що гіроскоп довго зберігає майже незмінною свою орієнтацію в просторі. Тому він може вказувати кут повороту підстави, на якому закріплений. Саме так французький фізик Ж. Фуко (1819-1868) вперше наочно продемонстрував обертання Землі. Якщо ж поворот осі гіроскопа обмежити пружиною, то при відповідній установці його, скажімо, на літальному апараті, що виконує розворот, гіроскоп буде деформувати пружину, поки не врівноважиться момент зовнішньої сили. У цьому випадку сила стиснення або розтягування пружини пропорційна кутовий швидкості руху літального апарату. Такий принцип дії авіаційного покажчика повороту і багатьох інших гіроскопічних приладів. Оскільки тертя в підшипниках дуже мало, для підтримки обертання ротора гіроскопа не потрібно багато енергії. Для приведення його в обертання і для підтримки обертання зазвичай буває достатньо малопотужного електродвигуна або струменя стисненого повітря.
На рис.1 зображено гіроскоп, який закріплений у кардановому підвісі. Зовнішнє кільце А карданова підвісу може вільно повертатися навколо вертикальної осі аа. Внутрішнє кільце Б пов'язано з кільцем А горизонтальною віссю ББ. У кільці Б укріплений гіроскоп Г, вісь обертання якого єв перпендикулярна осі ББ. Центр ваги гіроскопа знаходиться на перетині всіх трьох осей і при будь-якому повороті кілець зберігає своє положення в просторі.
Рух гіроскопа з закріпленим центром ваги Описується рівнянням моментів
де - момент зовнішніх сил, N - момент кількості руху гіроскопа. Подальші викладки пояснюються векторної схемою рис. 2; розташування гіроскопа і позначення осей ті ж, що й на рис. 1.
рис.1.
Нехай спочатку М = 0, а гіроскоп обертається з кутовою, швидкістю, так що N = Jw (J момент інерції гіроскопа відносно осі обертання). Якщо потім до осі гіроскопа докласти вертикальну зовнішню силу Р, то виникне момент сил М, що лежить в горизонтальній площині. Звернувшись до рівняння (1) і рис. 2 і 3, неважко зрозуміти, що вектори М і N ортогональні один одному, а вектор dN спрямований так само, як і М, тому сила Р, не змінюючи величини вектора / V, змушує його кінець описувати окружність в горизонтальній площині. За
рис.2 рис.3
час dt проекція вектора N на горизонтальну площину повернеться на кут dj, причому, як випливає з (1) і рис. 2,
де а - кут, який вектор N складає з вертикаллю. Таким чином, кутова швидкість Q обертання вектора N дорівнює
або, у векторній формі,
[W N] = M (2 `)
Якщо вісь гіроскопа горизонтальна (рис. 3), то замість. (2) отримаємо
W = M / N (2 ``)
У швидко обертається гіроскопі напрямок вектора моменту кількості руху приблизно збігається з напрямком осі самого гіроскопа. Тому під дією зовнішнього моменту М вісь гіроскопа теж почне обертатися навколо вертикальної осі з кутовою швидкістю W, описуючи в просторі конус. Оскільки вектор М повертається разом c N таким чином, що їх взаємне розташування не змінюється з часом, обертання осі гіроскопа при постійній силі Р виявляється рівномірним. Це обертання називається регулярної прецесією, а величина W - кутовий швидкістю прецесії.
Як вже зазначалося вище, наведені міркування справедливі лише для швидко обертається гіроскопа, тобто при
W <<w (3)
По-цих умовах можна вважати, що N »Jw, де J - момент інерції гіроскопа відносно його власної" осі обертання. Тоді
Скажемо кілька слів з приводу нерівності (3). Неважко бачити, що вектор повного моменту кількості руху гіроскопа при наявності прецесії містить два компоненти: Jw) і J1 W (J 1 - момент інерції гіроскопа відносно його діаметра). Таким чином, вектор повного моменту кількості руху N, строго кажучи, не збігається за напрямком з вектором кутової швидкості w (з віссю гіроскопа). Цим розбіжністю можна, однак, знехтувати при J1w <<Jw. Моменти інерції J і J1в нашому випадку виявляються величинами одного порядку; в цьому випадку умовою застосування формули (4) є нерівність (3), яке. у звичайних гіроскопах виконується дуже добре (величини W і w відрізняються один від одного, принаймні на три порядки).
У цій роботі потрібно визначити кутову швидкість обертання гіроскопа з його регулярної прецесії.
Експериментальна установка і методика вимірювання. Гіроскоп (рис. 1) являє собою мініатюрний електромотор 1, підвішений до горизонтального стрижня. Стрижень разом з гіроскопом може обертатися у вертикальній площині навколо осі, укріпленої у вилці 2. Обертання в горизонтальній площині відбувається разом з вилкою в підвісі 3. Для збільшення моменту інерції мотор забезпечений маховиком 4. Мотор харчується постійним струмом.
Рис.1
Врівноважить гіроскоп і включимо мотор. Навіть при всій можливій ретельності у зрівноважуванні гіроскоп починає повільно процесувати, повертаючись в горизонтальній площині. Це відбувається, очевидно, тому, що вертикальна вісь обертання гіроскопа не проходить точно через його центр мас. Отже, момент сили тяжіння, а також момент сили тертя щодо вертикальної осі відмінний від нуля. Рівняння (2) для цього випадку можна записати у вигляді:
де My - момент сил ваги та тертя щодо вертикальної осі.
Замінюючи в рівнянні (4) кутову швидкість періодом, отримаємо:
Зберігаючи швидкість обертання гіроскопа незмінною (не міняючи напруги, поданого на мотор);
навантажимо вільний кінець
стрижня гіроскопа гирькою вагою Pi, підвісивши її на відстані, / I від вертикальної осі обертання. Момент сили тяжіння прийме нове значення:
але
Поділивши (5) на (7), отримаємо
Остання рівність може служити для перевірки співвідношення (2).
Завдання. Проведіть вимірювання швидкості прецесії врівноваженого гіроскопа при трьох положеннях (/
Для вимірювання подайте на обмотки двигуна напруга 220 В, і почекайте 2-3 хв, утримуючи стрижень в горизонтальному положенні. Плавно відпустіть стрижень і підрахуйте за допомогою секундоміра час трьох повних обертів стрижня. Закінчивши вимірювання швидкості прецесії, подайте на обмотки мотора напруга 200 В. Дайте мотору розкрутитися, а потім вимкніть його і протягом часу, поки рух мотора сповільнюється, зробіть 3-4 виміру періоду прецесії. Проведіть перевірку рівності (8) за даними вимірювань.
Контрольні питання. 1. Яке допущення лежить в основі наближеної теорії гіроскопа? 2. Яка частина моменту інерції залишилася неврахованої при розрахунку моменту інерції маховика? Як грубо врахувати її? 3. Який якісний висновок можна зробити з спостереження прецесії при вимкненому двигуні? 4. Поясніть виникнення прецесії дитячого дзиги.
Застосування гіроскопів.
Гіроскоп - основна частина таких приладів, як покажчик курсу, повороту, горизонту, сторін світу, гірокомпас. Усередині цих приладів обертаються зі швидкістю в кілька десятків тисяч обертів на хвилину невеликі ротори-дзиги, укріплені в кардановому підвісі. Корпус приладу можна повертати як завгодно, при цьому вісь обертового гіроскопа буде зберігати незмінне положення в просторі.
Велике застосування знаходять гіроскопічні прилади для автоматичного керування рухом літаків і кораблів. Для підтримки заданого курсу корабля служить <авторульового>, а літака - <автопілот>.
У приладі <авторульового> застосований вільний гіроскоп з великим власним моментом імпульсу і малою силою тертя в місцях карданова підвісу. Напрямок руху корабля задається напрямком осі вільного гіроскопа. За будь-яких відхиленнях корабля від курсу, вісь гіроскопа зберігає своє колишнє просторове напрямок, а карданів підвіс повертається щодо корпусу корабля. Поворот рами карданова підвісу відстежується за допомогою спеціальних пристроїв які видають команди автоматів на поворот керма і повернення корабля на заданий курс.
<Автопілот> забезпечений двома гіроскопами. В одного з них вісь розташовують вертикально і в такому положенні розкручують гіроскоп. Вертикально розташована вісь гіроскопа задає горизонтальну площину. Вісь другий гіроскопа розташовують горизонтально, орієнтуючи її уздовж осі літака. Цей гіроскоп постійно "знає" курс літака. Обидва гіроскопа дають відповідні команди механізмам управління, підтримує політ літака по заданому курсу.
В даний час автопілотом обладнані всі сучасні літаки, призначені для тривалих польотів. Гіроскоп служить важливою складовою частиною в системах управління космічних апаратів.
Гіроскопи застосовують так само в системах навігації. Інерційна навігація відноситься до такого способу визначення місця розташування в просторі, при якому не використовуються дані будь-яких зовнішніх джерел. Всі чутливі елементи знаходяться безпосередньо на борту транспортного засобу. Інерціальні вимірювачі лінійних прискорень - акселерометри встановлені на так званій гіростабілізований платформі. Ця платформа, використовуючи властивості гіроскопа - зберігати незмінною орієнтацію своєї осі в просторі, забезпечує строго горизонтальне положення осей чутливості акселерометрів (з точністю до одиниць кутових секунд). Виміряні прискорення двічі інтегруються, і, таким чином, виходить інформація щодо приросту місцеположення рухомого об'єкта. Об'єднані спільною задачею визначення координат рухомого об'єкта, гіроскопи і акселерометри утворюють інерційну навігаційну систему (ІНС). Крім цього завдання ІНС поставляє інформацію про кутової орієнтації об'єкта: кутах крену, тангажу і рискання (курсу) і про швидкість об'єкта.
Конструкція сучасної ІНС увібрала в себе останні досягнення точної механіки, теорії автоматичного управління, електроніки та обчислювальної техніки.
Конструктивно ІНС можна розділити на два класи: платформні і бескарданние. У перших гіростабілізований платформа реалізована фізично у вигляді рами триступеневої карданного підвісу. У таких системах використовуються традиційні гіроскопи з обертовим ротором. Точність таких систем може досягати 1 морської милі (900 м) за годину роботи. Ці системи входять до складу бортового навігаційного обладнання важких літаків.
Інший клас - безплатформного ІНС (БІНС) відрізняються тим, що площина горизонту в них реалізована математично, використовуючи дані гіроскопів і акселерометрів. У цих системах можуть бути використані лазерні і волоконно-оптичні гіроскопи. Тут немає обертових частин, а про кутовий швидкості судять по фазовій затримці лазерного променя пробігає по замкнутому контуру. Точність цих систем 1 морська миля за годину. Вони суттєво конструктивно простіше і дешевше платформних. За останніми даними кращі зразки БІНС здатні показувати точність, порівнянну з точністю платформних систем.
Гіроскоп найчастіше застосовується як чутливий елемент вказують гіроскопічних приладів і як датчик кута повороту або кутовий швидкості для пристроїв автоматичного управління. У деяких випадках, наприклад в гіростабілізаторах, гіроскопи використовуються як генератори моменту сили або енергії.
Основні області застосування гіроскопів - судноплавство, авіація та космонавтика.
Розглянемо інерційну навігацію докладно - метод вимірювання прискорення судна або літального апарату та визначення його швидкості, положення і відстані, пройденого ним від вихідної точки, за допомогою автономної системи. Системи інерціальної навігації (наведення) виробляють навігаційну інформацію і дані для управління на борту літаків, ракет, космічних апаратів, морських суден і підводних човнів.
Теоретичні основи. Прискорення тобто швидкість зміни швидкості, а швидкість - швидкість зміни положення. Вимірюючи прискорення руху, можна шляхом її інтегрування обчислювати швидкість. Інтегруванням же швидкості можна визначати поточне місце розташування (координати) літального апарата або судна. Таким чином, система інерціальної навігації є система числення шляху.
Прискорення є векторною величиною, яка має не тільки чисельне значення, але і напрямок. Отже, система датчиків, яка визначає прискорення, повинна вимірювати і його величину, і його напрямок. Акселерометр вимірює величину. Інформацію про направлення дають гіроскопи, що забезпечують опорну систему координат для акселерометрів.
Акселерометри, вимірюючи фактичне прискорення, скажімо, літального апарату, в той же час реагують на гравітаційне поле. Для компенсації цього прискорення система інерціальної навігації віднімає з вихідних даних акселерометрів розрахований значення g. Величина g обчислюється як функція місця розташування (координат), зокрема довготи і широти.
Отже, система інерціальної навігації вимірює позірна прискорення, до якого входить прискорення вільного падіння. Потім вона, двічі інтегруючи цю величину, знаходить місце розташування. І нарешті, виходячи з цього обчисленого місця розташування, обчислює величину g, яка віднімається з удаваного прискорення. Така система зі зворотним зв'язком другого порядку (рис. 1) веде себе, як генератор коливань дуже низької частоти в двох ортогональних горизонтальних напрямах. Період коливань на рівні моря дорівнює 84 хв; вони називаються коливаннями Шулера по імені німецького винахідника М. Шулера, запатентованого в 1908 першу дійсно гірокомпас.
Рис. 1. Інерціальних навігаційних системах зі зворотним зв'язком. Система вимірює позірна прискорення (до якого входить прискорення вільного падіння g) і, двічі інтегруючи його, знаходить місце розташування, потім з урахуванням останнього визначає прискорення g і, віднімаючи його з удаваного прискорення, знаходить справжнє прискорення руху літального апарата або судна.
Варіанти системи. У колишніх системах інерціальної навігації опорна система координат забезпечувалася установкою акселерометрів і гіроскопів на стабілізованої платформі в кардановому підвісі. Такий підвіс ізолював платформу від поворотів літального апарата або судна. Це дозволяло утримувати акселерометри в незмінній орієнтації відносно Землі при русі об'єкту.
У сучасних системах інерціальної навігації застосовуються комп'ютери, що стежать за орієнтацією акселерометрів. Такі системи називаються безплатформного. Вихідні дані гіроскопів надходять безпосередньо на комп'ютер, який обчислює миттєве напрямок акселерометрів в опорній системі координат і відповідні коригувальні сигнали.
Інерціальні прилади. Основними приладами системи інерціальної навігації є акселерометри і гіроскопи. Акселерометр найбільш поширеного виду являє собою чутливу масу, пов'язану з корпусом пружиною того чи іншого роду. Пружина може бути механічною, але найчастіше це електричний (електромагнітне, електростатичне або п'єзоелектричні) пристрій, який створює протидіючу силу. При відхиленні корпуса (щодо маси), викликаному прикладеним прискоренням, з'являється сигнал. Електронний підсилювач, посиливши цей сигнал, створює відповідну прискоренню протидіючу силу пружини (прикладену до маси), яка в системі зворотного зв'язку зводить сигнал неузгодженості до нуля (рис. 2).
Рис. 2. Акселерометр. Прискорення руху викликає відхилення чутливої маси, закріпленої на пружному шарнірі. Сигнал датчика відхилення посилюється і створює пропорційну прискоренню протидіючу силу пружини, прикладену до чутливої масі, тим самим повертаючи сигнал датчика до нульового значення.
У системах наведення балістичних ракет і космічних літальних апаратів, де точність визначення швидкості є критично важливою, як протидіє сили раніше використовувалася реакція гіроскопа, а прискорення автоматично інтегрувалося для знаходження швидкості. У звичайному механічному гіроскопі допомогою обертового ротора, подібного юлє, підтримується фіксований напрямок у просторі. Щоб прилад був досить стабільний для цілей інерціальної навігації, повинні бути виключені тертя та інші впливи. Тому величезне значення мають точні
Рис. 2. АВІАЦІЙНИЙ ГІРОУКАЗАТЕЛЬ КУРСУ з повітряним приводом. Приклад застосування триступеневої гіроскопа. Арретир служить для утримання осі власного обертання ротора в горизонтальному положенні при введенні азимута за шкалою. 1 - підстава; 2 - зубчасте колесо синхронізатора, 3 - ручка аретира; 4 - арретир; 5 - шкала азимута; 6 - повітряне сопло; 7 - зовнішня рамка ; 8 - ротор; 9 - корпус; 10 - піввісь зовнішньої рамки з фіксаторні гайкою; 11 - внутрішня рамка.
розрахунки і ретельність виготовлення гіроскопічних приладів. Тим не менш, основною причиною виникнення помилки в механічному гіроскопі є тертя в рухомих частинах.
Приклад застосування триступеневої гіроскопа в авіаційному покажчику курсу (гирополукомпас). Обертання ротора в шарикопідшипниках створюється і підтримується струменем стисненого повітря, спрямованої на рифлену поверхню обода. Внутрішня і зовнішня рамки карданова підвісу забезпечують повну свободу обертання осі
Двоступенева Гіроскоп
У багатьох гіроскопічних приладах використовується спрощений, двоступеневий варіант гіроскопа, в якому зовнішня рамка триступеневої гіроскопа усунена, а півосі внутрішньої закріплюються безпосередньо в стінках корпусу, жорстко пов'язаного з об'єктом, що рухається. Якщо в такому пристрої єдина рамка нічим не обмежена, то момент зовнішньої сили відносно осі, пов'язаної з корпусом і перпендикулярної осі рамки, змусить вісь власного обертання ротора безперервно процесувати в бік від цього первісного напрямку. Прецесія буде тривати до тих пір, поки вісь власного обертання не виявиться паралельною напрямку моменту сили, тобто в положенні, при якому гіроскопічний ефект відсутній. На практиці така можливість виключається завдяки тому, що задаються умови, при яких поворот рамки щодо корпусу не виходить за межі малого кута.
Якщо прецесія обмежується тільки інерційної реакцією рамки з ротором, то кут повороту рамки в будь-який момент часу визначається проінтегрувати пришвидшує моментом. Оскільки момент інерції рамки звичайно порівняно малий, вона дуже швидко реагує на вимушене обертання. Є два способи усунути цей недолік.
Протидіюча пружина і вязкостной демпфер. Датчик кутової швидкості. Прецесію осі обертання ротора в напрямку вектора моменту сили, спрямованого уздовж осі, перпендикулярної осі рамки, можна обмежити пружиною і демпфером, впливають на вісь рамки. Кінематична схема двоступеневому гіроскопа з протидіє пружиною представлена на рис. 3. Вісь ротора закріплена в рамці перпендикулярно осі обертання останньої відносно корпусу. Вхідний віссю гіроскопа називається напрямок, пов'язаний з основою, перпендикулярний до осі рамки і осі власного обертання ротора при недеформованою пружині.
власного обертання ротора. За шкалою азимута, прикріпленою до зовнішньої рамці, можна ввести будь-яке значення азимута, вирівнявши вісь власного обертання ротора з підставою приладу. Тертя в підшипниках настільки незначний, що після того, як це значення азимута
Рис. 3. Двоступенева гіроскопа з протидіє пружиною, в'язкісних демпфером і стрілочним індикатором кутовий швидкості (вязкостной демпфер служить тільки для заспокоєння коливань). 1 - корпус; 2 - пружини, 3 - вязкостной демпфер; 4 - рамка, 5 - ротор; 6 - покажчик вихідного кута рамки j.
введено, вісь обертання ротора зберігає задане положення в просторі, і, користуючись стрілкою, скріпляє з підставою, за шкалою азимута можна контролювати поворот літака. Показання повороту не виявляють жодних відхилень, якщо не вважати ефектів дрейфу, пов'язаних з недосконалостями механізму, і не вимагають зв'язку із зовнішніми (наприклад, наземними) засобами навігації
Момент зовнішньої сили щодо опорної осі обертання ротора, що додається до основи в той момент часу, коли підстава не обертається в инерциальном просторі і, отже, вісь обертання ротора збігається зі своїм опорним напрямком, змушує вісь обертання ротора процесувати у бік вхідних осі, так що кут відхилення рамки починає збільшуватися. Це еквівалентно додатком моменту сили до протидіє пружині, в чому полягає важлива функція ротора, який у відповідь на виникнення вхідного моменту сили створює момент сили відносно вихідний осі (рис. 3). При постійній вхідний кутовий швидкості вихідний момент сили гіроскопа продовжує деформувати пружину, поки створюваний нею момент сили, яка впливає на рамку, не змусить вісь обертання ротора процесувати навколо вхідний осі. Коли швидкість такої прецесії, викликаної моментом, створюваним пружиною, зрівняється із вхідними кутовий швидкістю, досягається рівновага і кут рамки перестає змінюватися. Таким чином, кут відхилення рамки гіроскопа (рис. 3), що вказується стрілкою на шкалі, дозволяє судити про направлення і кутової швидкості повороту об'єкта, що рухається.
На рис. 4 показані основні елементи покажчика (датчика) кутовий
Рис. 4. ПОКАЖЧИК КУТОВИЙ ШВИДКОСТІ - авіаційний прилад з двоступеневих гіроскопом. 1 - регулювання протидіє пружини, 2 - вісь власного обертання ротора; 3 - рамка, 4 - корпус, 5 - ротор; 6 - повітряне сопло; 7 - турбінний обід ротора; 8 - демпфер рамки ; 9 - стрілка; 10 - шкала; 11 - вказує система; 12 - протидіюча пружина.
швидкості, що став в даний час одним із самих звичайних авіакосмічних приладів.
Останнім часом механічні гіроскопи все частіше замінюються оптичними. Останні особливо підходять для безплатформного систем інерціальної навігації. Оптичні гіроскопи засновані на принципі Саньяка, названому на честь французького фізика С. Саньяка, який в 1913 побудував оптичний інтерферометр для вимірювання швидкості обертання.
Лазерний гіроскоп (рис. 3) являє собою кільцевої резонатор з трьома або чотирма дзеркалами, розташованими по кутах трикутника або квадрата. Два лазерних пучка, які генеруються у самій системі, проходять по резонатору в протилежних напрямках. Интерферируя, вони дають картину зі світлих і темних плям. Ця картина зберігає своє положення в просторі, і при повороті резонатора (корпусу гіроскопа)
Рис. 3. Лазерний гіроскоп. Два лазерних промені, що генеруються розрядом між анодами і катодом, поширюються назустріч один одному в кільцевому резонаторі, утвореному дзеркалами. Взаємодіючи, промені дають інтерференційну картину у вигляді системи плям, з переміщення якої можна визначити поворот ротора гіроскопа
фотоприймач реєструє поворот, вважаючи пробігають по ньому плями.
Роботі лазерного гіроскопа шкодить зворотне розсіювання, тобто розсіювання лазерного променя на поверхнях дзеркал і на молекулах газу, що зустрічаються на шляху променя. Зворотне розсіювання порушує картину плям таким чином, що вона повертається разом з корпусом. Усунення і зведення до мінімуму зворотного розсіювання вимагають високої точності при проектуванні та виготовленні лазерних гіроскопів.
Існують лазерні гіроскопи. Лазерний гіроскоп включає в себе кутову шкалу, що задається довжиною хвилі лазерного випромінювання. Це якісно інша кутова шкала, у якій відсутні помилки ділильної машини.
Відомо, що лазерні гіроскопи з успіхом використовуються в системах навігації літаків, ракет, наземних засобів пересування.
Менш відомо застосування лазерних гіроскопів в машинобудуванні, приладобудуванні та метрології. Разом з тим їх використання дає широкі перспективи для поліпшення параметрів різних приладів, в яких проводиться вимірювання кутів.
У машинобудуванні лазерні гіроскопи можуть використовуватися у високоточних ділильних столах, в приладах для високоточного вимірювання кута повороту вала, для контролю похибки високоточних датчиків кута, в приладах для контролю кутів кутових заходів, зразкових багатогранних призм, штрихових лімбів і т.д.
Цікавим є використання лазерного гіроскопа в приладах для вимірювання профілю зубчастих коліс.
Волоконно-оптичний гіроскоп (рис. 4) діє за принципом інтерферометра Саньяка. Світло в ньому направляється по замкнутому шляху за допомогою оптичного хвилеводу. Для збільшення довжини оптичного шляху і підвищення чутливості гіроскопа оптичне волокно згорнуто у спіраль. У волоконно-оптичному гіроскопі використовується зовнішній лазерний джерело світла. І тут зворотне розсіювання залишається серйозною проблемою
Рис. 4. ВОЛОКОННО - оптичний гіроскоп. Лазерні промені поширюються по замкнутому шляху, частиною якого є згорнуте в спіраль оптичне волокно. Поворот гіроскопа визначається за допомогою фотоприймача, реєструючого інтерференційну картину плям, створювану променями.
Переваги і недоліки. Оскільки системи інерціальної навігації автономні, на їхній роботі не позначаються погодні умови. Вони не піддаються радіоелектронному придушення і забезпечують скритність (не генерують електромагнітного випромінювання, що видає присутність літального апарату).
Одним з недоліків систем інерціальної навігації є те, що їх необхідно настроювати (виставляти) не тільки за швидкістю і місцем розташування, але і по просторовому положенню (орієнтації відносно заданої бази, наприклад горизонту). Просторове положення можна задати, користуючись акселерометрами для визначення напрямку вертикалі і гіроскопами для визначення обертання Землі. Цими векторами визначаються осі опорної системи координат (але тільки не в тому випадку, коли об'єкт знаходиться на Південному або Північному полюсі, в цьому випадку напрямок вертикалі колінеарні осі земного обертання і система не може визначити азимут). Процес виставки займає кілька хвилин або більше. Загальне правило таке, що чим менше час виставки, тим нижче чутливість і точність системи.
Великим недоліком системи інерціальної навігації є те, що її помилка з часом накопичується. Це обумовлено інтегруючим дією самої системи. Швидкість обчислюється інтегруванням прискорення, і постійна помилка прискорення перетвориться в безперервно наростаючу помилку швидкості. Завдяки зворотного зв'язку щодо прискорення вільного падіння наростання помилки відбувається лише в межах одного періоду коливань Шулера (84 хв). Однак для балістичних ракет і це багато. Крім того, через численні малих похибок вимірювання амплітуда цих коливань з часом збільшується. У зв'язку з помилками гіроскопа виникають помилки напрямки при вимірі удаваного прискорення та прискорення вільного падіння, що теж призводить до наростання додаткових помилок.
Допоміжні навігаційні засоби. Якщо накопичена помилка стає занадто великий, її можна коригувати за допомогою зовнішніх допоміжних засобів. Звичайно, тоді система стає неавтономної. До зовнішніх навігаційним засобів відносяться доплерівські радіолокаційні станції, системи астрооріентаціі, радіолокаційні засоби визначення місцезнаходження, навігаційні супутники і різні електронні системи наземного базування («Такан», «Лоран», «Омега»).
Для оптимального використання даних, що надходять від зовнішніх допоміжних засобів, потрібно, щоб ретельно враховувалися характеристики та похибки цих та бортових навігаційних засобів. Оптимальне поєднання даних різних джерел забезпечує «узагальнений фільтр Калмана», названий за ім'ям американського математика угорського походження Ф. Калмана, що опублікував в 1961 свій метод фільтрації. Ця обчислювальна процедура являє собою алгоритм, що допускає комп'ютерну реалізацію. Він застосовується майже у всіх інерціальних навігаційних системах
Майже кожне морське судно далекого плавання забезпечено гірокомпасів для ручного або автоматичного керування судном, деякі обладнані гіростабілізаторамі. У системах керування вогнем корабельної артилерії багато додаткових гіроскопів, забезпечують стабільну систему відліку або вимірюють кутові швидкості. Без гіроскопів неможливо автоматичне керування торпедами. Літаки і вертольоти обладнуються гіроскопічними приладами, які дають надійну інформацію для систем стабілізації і навігації. До таких приладів відносяться авіагоризонт, Гіровертикаль, гіроскопічний покажчик крену і повороту. Гіроскопи можуть бути як вказують приладами, так і датчиками автопілота. На багатьох літаках передбачаються гіростабілізований магнітні компаси та інше обладнання - навігаційні візири, фотоапарати з гіроскопом, гіросекстанти. У військової авіації гіроскопи застосовуються також у прицілах повітряної стрільби і бомбометання.
Гіроскопи різного призначення (навігаційні, силові) випускаються різних типорозмірів в залежності від умов роботи і необхідної точності. У гіроскопічних приладах діаметр ротора становить 4-20 см, причому менше значення відноситься до авіаційно-космічним приладів. Діаметри ж роторів суднових гіростабілізаторов вимірюються метрами.
Рис. 2. Акселерометр. Прискорення руху викликає відхилення чутливої маси, закріпленої на пружному шарнірі. Сигнал датчика відхилення посилюється і створює пропорційну прискоренню протидіючу силу пружини, прикладену до чутливої масі, тим самим повертаючи сигнал датчика до нульового значення.
У системах наведення балістичних ракет і космічних літальних апаратів, де точність визначення швидкості є критично важливою, як протидіє сили раніше використовувалася реакція гіроскопа, а прискорення автоматично інтегрувалося для знаходження швидкості. У звичайному механічному гіроскопі допомогою обертового ротора, подібного юлє, підтримується фіксований напрямок у просторі. Щоб прилад був досить стабільний для цілей інерціальної навігації, повинні бути виключені тертя та інші впливи. Тому величезне значення мають точні
Рис. 2. АВІАЦІЙНИЙ ГІРОУКАЗАТЕЛЬ КУРСУ з повітряним приводом. Приклад застосування триступеневої гіроскопа. Арретир служить для утримання осі власного обертання ротора в горизонтальному положенні при введенні азимута за шкалою. 1 - підстава; 2 - зубчасте колесо синхронізатора, 3 - ручка аретира; 4 - арретир; 5 - шкала азимута; 6 - повітряне сопло; 7 - зовнішня рамка ; 8 - ротор; 9 - корпус; 10 - піввісь зовнішньої рамки з фіксаторні гайкою; 11 - внутрішня рамка.
розрахунки і ретельність виготовлення гіроскопічних приладів. Тим не менш, основною причиною виникнення помилки в механічному гіроскопі є тертя в рухомих частинах.
Приклад застосування триступеневої гіроскопа в авіаційному покажчику курсу (гирополукомпас). Обертання ротора в шарикопідшипниках створюється і підтримується струменем стисненого повітря, спрямованої на рифлену поверхню обода. Внутрішня і зовнішня рамки карданова підвісу забезпечують повну свободу обертання осі
Двоступенева Гіроскоп
У багатьох гіроскопічних приладах використовується спрощений, двоступеневий варіант гіроскопа, в якому зовнішня рамка триступеневої гіроскопа усунена, а півосі внутрішньої закріплюються безпосередньо в стінках корпусу, жорстко пов'язаного з об'єктом, що рухається. Якщо в такому пристрої єдина рамка нічим не обмежена, то момент зовнішньої сили відносно осі, пов'язаної з корпусом і перпендикулярної осі рамки, змусить вісь власного обертання ротора безперервно процесувати в бік від цього первісного напрямку. Прецесія буде тривати до тих пір, поки вісь власного обертання не виявиться паралельною напрямку моменту сили, тобто в положенні, при якому гіроскопічний ефект відсутній. На практиці така можливість виключається завдяки тому, що задаються умови, при яких поворот рамки щодо корпусу не виходить за межі малого кута.
Якщо прецесія обмежується тільки інерційної реакцією рамки з ротором, то кут повороту рамки в будь-який момент часу визначається проінтегрувати пришвидшує моментом. Оскільки момент інерції рамки звичайно порівняно малий, вона дуже швидко реагує на вимушене обертання. Є два способи усунути цей недолік.
Протидіюча пружина і вязкостной демпфер. Датчик кутової швидкості. Прецесію осі обертання ротора в напрямку вектора моменту сили, спрямованого уздовж осі, перпендикулярної осі рамки, можна обмежити пружиною і демпфером, впливають на вісь рамки. Кінематична схема двоступеневому гіроскопа з протидіє пружиною представлена на рис. 3. Вісь ротора закріплена в рамці перпендикулярно осі обертання останньої відносно корпусу. Вхідний віссю гіроскопа називається напрямок, пов'язаний з основою, перпендикулярний до осі рамки і осі власного обертання ротора при недеформованою пружині.
власного обертання ротора. За шкалою азимута, прикріпленою до зовнішньої рамці, можна ввести будь-яке значення азимута, вирівнявши вісь власного обертання ротора з підставою приладу. Тертя в підшипниках настільки незначний, що після того, як це значення азимута
Рис. 3. Двоступенева гіроскопа з протидіє пружиною, в'язкісних демпфером і стрілочним індикатором кутовий швидкості (вязкостной демпфер служить тільки для заспокоєння коливань). 1 - корпус; 2 - пружини, 3 - вязкостной демпфер; 4 - рамка, 5 - ротор; 6 - покажчик вихідного кута рамки j.
введено, вісь обертання ротора зберігає задане положення в просторі, і, користуючись стрілкою, скріпляє з підставою, за шкалою азимута можна контролювати поворот літака. Показання повороту не виявляють жодних відхилень, якщо не вважати ефектів дрейфу, пов'язаних з недосконалостями механізму, і не вимагають зв'язку із зовнішніми (наприклад, наземними) засобами навігації
Момент зовнішньої сили щодо опорної осі обертання ротора, що додається до основи в той момент часу, коли підстава не обертається в инерциальном просторі і, отже, вісь обертання ротора збігається зі своїм опорним напрямком, змушує вісь обертання ротора процесувати у бік вхідних осі, так що кут відхилення рамки починає збільшуватися. Це еквівалентно додатком моменту сили до протидіє пружині, в чому полягає важлива функція ротора, який у відповідь на виникнення вхідного моменту сили створює момент сили відносно вихідний осі (рис. 3). При постійній вхідний кутовий швидкості вихідний момент сили гіроскопа продовжує деформувати пружину, поки створюваний нею момент сили, яка впливає на рамку, не змусить вісь обертання ротора процесувати навколо вхідний осі. Коли швидкість такої прецесії, викликаної моментом, створюваним пружиною, зрівняється із вхідними кутовий швидкістю, досягається рівновага і кут рамки перестає змінюватися. Таким чином, кут відхилення рамки гіроскопа (рис. 3), що вказується стрілкою на шкалі, дозволяє судити про направлення і кутової швидкості повороту об'єкта, що рухається.
На рис. 4 показані основні елементи покажчика (датчика) кутовий
Рис. 4. ПОКАЖЧИК КУТОВИЙ ШВИДКОСТІ - авіаційний прилад з двоступеневих гіроскопом. 1 - регулювання протидіє пружини, 2 - вісь власного обертання ротора; 3 - рамка, 4 - корпус, 5 - ротор; 6 - повітряне сопло; 7 - турбінний обід ротора; 8 - демпфер рамки ; 9 - стрілка; 10 - шкала; 11 - вказує система; 12 - протидіюча пружина.
швидкості, що став в даний час одним із самих звичайних авіакосмічних приладів.
Останнім часом механічні гіроскопи все частіше замінюються оптичними. Останні особливо підходять для безплатформного систем інерціальної навігації. Оптичні гіроскопи засновані на принципі Саньяка, названому на честь французького фізика С. Саньяка, який в 1913 побудував оптичний інтерферометр для вимірювання швидкості обертання.
Лазерний гіроскоп (рис. 3) являє собою кільцевої резонатор з трьома або чотирма дзеркалами, розташованими по кутах трикутника або квадрата. Два лазерних пучка, які генеруються у самій системі, проходять по резонатору в протилежних напрямках. Интерферируя, вони дають картину зі світлих і темних плям. Ця картина зберігає своє положення в просторі, і при повороті резонатора (корпусу гіроскопа)
Рис. 3. Лазерний гіроскоп. Два лазерних промені, що генеруються розрядом між анодами і катодом, поширюються назустріч один одному в кільцевому резонаторі, утвореному дзеркалами. Взаємодіючи, промені дають інтерференційну картину у вигляді системи плям, з переміщення якої можна визначити поворот ротора гіроскопа
фотоприймач реєструє поворот, вважаючи пробігають по ньому плями.
Роботі лазерного гіроскопа шкодить зворотне розсіювання, тобто розсіювання лазерного променя на поверхнях дзеркал і на молекулах газу, що зустрічаються на шляху променя. Зворотне розсіювання порушує картину плям таким чином, що вона повертається разом з корпусом. Усунення і зведення до мінімуму зворотного розсіювання вимагають високої точності при проектуванні та виготовленні лазерних гіроскопів.
Існують лазерні гіроскопи. Лазерний гіроскоп включає в себе кутову шкалу, що задається довжиною хвилі лазерного випромінювання. Це якісно інша кутова шкала, у якій відсутні помилки ділильної машини.
Відомо, що лазерні гіроскопи з успіхом використовуються в системах навігації літаків, ракет, наземних засобів пересування.
Менш відомо застосування лазерних гіроскопів в машинобудуванні, приладобудуванні та метрології. Разом з тим їх використання дає широкі перспективи для поліпшення параметрів різних приладів, в яких проводиться вимірювання кутів.
У машинобудуванні лазерні гіроскопи можуть використовуватися у високоточних ділильних столах, в приладах для високоточного вимірювання кута повороту вала, для контролю похибки високоточних датчиків кута, в приладах для контролю кутів кутових заходів, зразкових багатогранних призм, штрихових лімбів і т.д.
Цікавим є використання лазерного гіроскопа в приладах для вимірювання профілю зубчастих коліс.
Волоконно-оптичний гіроскоп (рис. 4) діє за принципом інтерферометра Саньяка. Світло в ньому направляється по замкнутому шляху за допомогою оптичного хвилеводу. Для збільшення довжини оптичного шляху і підвищення чутливості гіроскопа оптичне волокно згорнуто у спіраль. У волоконно-оптичному гіроскопі використовується зовнішній лазерний джерело світла. І тут зворотне розсіювання залишається серйозною проблемою
Рис. 4. ВОЛОКОННО - оптичний гіроскоп. Лазерні промені поширюються по замкнутому шляху, частиною якого є згорнуте в спіраль оптичне волокно. Поворот гіроскопа визначається за допомогою фотоприймача, реєструючого інтерференційну картину плям, створювану променями.
Переваги і недоліки. Оскільки системи інерціальної навігації автономні, на їхній роботі не позначаються погодні умови. Вони не піддаються радіоелектронному придушення і забезпечують скритність (не генерують електромагнітного випромінювання, що видає присутність літального апарату).
Одним з недоліків систем інерціальної навігації є те, що їх необхідно настроювати (виставляти) не тільки за швидкістю і місцем розташування, але і по просторовому положенню (орієнтації відносно заданої бази, наприклад горизонту). Просторове положення можна задати, користуючись акселерометрами для визначення напрямку вертикалі і гіроскопами для визначення обертання Землі. Цими векторами визначаються осі опорної системи координат (але тільки не в тому випадку, коли об'єкт знаходиться на Південному або Північному полюсі, в цьому випадку напрямок вертикалі колінеарні осі земного обертання і система не може визначити азимут). Процес виставки займає кілька хвилин або більше. Загальне правило таке, що чим менше час виставки, тим нижче чутливість і точність системи.
Великим недоліком системи інерціальної навігації є те, що її помилка з часом накопичується. Це обумовлено інтегруючим дією самої системи. Швидкість обчислюється інтегруванням прискорення, і постійна помилка прискорення перетвориться в безперервно наростаючу помилку швидкості. Завдяки зворотного зв'язку щодо прискорення вільного падіння наростання помилки відбувається лише в межах одного періоду коливань Шулера (84 хв). Однак для балістичних ракет і це багато. Крім того, через численні малих похибок вимірювання амплітуда цих коливань з часом збільшується. У зв'язку з помилками гіроскопа виникають помилки напрямки при вимірі удаваного прискорення та прискорення вільного падіння, що теж призводить до наростання додаткових помилок.
Допоміжні навігаційні засоби. Якщо накопичена помилка стає занадто великий, її можна коригувати за допомогою зовнішніх допоміжних засобів. Звичайно, тоді система стає неавтономної. До зовнішніх навігаційним засобів відносяться доплерівські радіолокаційні станції, системи астрооріентаціі, радіолокаційні засоби визначення місцезнаходження, навігаційні супутники і різні електронні системи наземного базування («Такан», «Лоран», «Омега»).
Для оптимального використання даних, що надходять від зовнішніх допоміжних засобів, потрібно, щоб ретельно враховувалися характеристики та похибки цих та бортових навігаційних засобів. Оптимальне поєднання даних різних джерел забезпечує «узагальнений фільтр Калмана», названий за ім'ям американського математика угорського походження Ф. Калмана, що опублікував в 1961 свій метод фільтрації. Ця обчислювальна процедура являє собою алгоритм, що допускає комп'ютерну реалізацію. Він застосовується майже у всіх інерціальних навігаційних системах
Майже кожне морське судно далекого плавання забезпечено гірокомпасів для ручного або автоматичного керування судном, деякі обладнані гіростабілізаторамі. У системах керування вогнем корабельної артилерії багато додаткових гіроскопів, забезпечують стабільну систему відліку або вимірюють кутові швидкості. Без гіроскопів неможливо автоматичне керування торпедами. Літаки і вертольоти обладнуються гіроскопічними приладами, які дають надійну інформацію для систем стабілізації і навігації. До таких приладів відносяться авіагоризонт, Гіровертикаль, гіроскопічний покажчик крену і повороту. Гіроскопи можуть бути як вказують приладами, так і датчиками автопілота. На багатьох літаках передбачаються гіростабілізований магнітні компаси та інше обладнання - навігаційні візири, фотоапарати з гіроскопом, гіросекстанти. У військової авіації гіроскопи застосовуються також у прицілах повітряної стрільби і бомбометання.
Гіроскопи різного призначення (навігаційні, силові) випускаються різних типорозмірів в залежності від умов роботи і необхідної точності. У гіроскопічних приладах діаметр ротора становить 4-20 см, причому менше значення відноситься до авіаційно-космічним приладів. Діаметри ж роторів суднових гіростабілізаторов вимірюються метрами.