WWW.DISSERS.RU

БЕСПЛАТНАЯ ЭЛЕКТРОННАЯ БИБЛИОТЕКА

загрузка...
   Добро пожаловать!

Pages:     || 2 | 3 |

На правах рукописи

Майоров Денис Владимирович

АППАРАТУРНОЕ И МЕТОДИЧЕСКОЕ ОБЕСПЕЧЕНИЕ
ИСПЫТАНИЙ РОТОРНОГО ВИБРАЦИОННОГО ГИРОСКОПА

ДЛЯ ВРАЩАЮЩЕГОСЯ НОСИТЕЛЯ

Специальность 05.11.03 – Приборы навигации

АВТОРЕФЕРАТ

диссертации на соискание учёной степени

кандидата технических наук

Москва, 2007 г.

Работа выполнена в Московском государственном техническом университете имени Н.Э. Баумана на кафедре «Приборы и системы ориентации, стабилизации и навигации»

Научный руководитель: доктор технических наук, профессор

С.Ф. Коновалов

Официальные оппоненты: доктор технических наук, профессор

Е.Р. Рахтеенко,

ОАО «НПО «Алмаз»

им. академика А.А. Расплетина»

кандидат технических наук

М.Н. Лютый,

ФГУП «КБМ»

Ведущая организация: ФГУП «Конструкторское бюро машиностроения», г. Коломна

Защита состоится « 7 » ноября 2007 г. в 12:00 часов на заседании диссертационного совета Д 212.141.19 в Московском государственном техническом университете имени Н.Э. Баумана по адресу: 105005,
г. Москва, 2-я Бауманская ул., д. 5, зал Учёного Совета.

С диссертацией можно ознакомиться в библиотеке МГТУ
им. Н.Э. Баумана.

Автореферат разослан « » октября 2007 г.

Ваш отзыв в одном экземпляре, заверенный печатью организации, просим направить по адресу: 105005, г. Москва, 2-я Бауманская ул., д. 5, МГТУ им. Н.Э. Баумана, диссертационный совет Д 212.141.19.

Учёный секретарь

диссертационного совета

доктор технических наук Бурый Е.В.

ОБЩАЯ ХАРАКТЕРИСТИКА РАБОТЫ

Актуальность работы.

Точность систем стабилизации и управления летательного аппарата зависит от точности измерителей параметров движения (акселерометров, датчиков угловой скорости), а также от алгоритма обработки информации измерителей. Летательные аппараты, как правило, эксплуатируется в широком диапазоне различных воздействий (вибрационные, ударные, температурные). Это приводит к погрешностям в показаниях измерительных приборов, что ухудшает работу систем стабилизации и управления полётом.

Одним из путей повышения точности систем управления является использование алгоритмической компенсации погрешностей навигационного прибора.

Для этого необходимо знать:

  1. внешнее воздействие (например, температуру прибора);
  2. модель погрешности прибора.

В данной работе изложены принципы построения установки для проведения статических скоростных и температурных испытаний датчиков вращения, относящегося к классу роторных вибрационных гироскопов (РВГ), а, точнее, к подклассу роторных вибрационных гироскопов для вращающегося объекта. Приборы этого подкласса – датчики угловой скорости, устанавливаются на объектах (зенитные ракеты, управляемые снаряды), имеющих собственную постоянную скорость вращения вокруг продольной оси (обычно от 10 до 25 об/с), поэтому в конструкции прибора отсутствует двигатель, создающий вращение чувствительного элемента прибора. А. И. Сучков (Авт. свидетельство №108731 СССР) обосновал возможность построения прибора по такой схеме. Данная тема была развита в работах Л. И. Брозгуля, Ю. Б. Власова, М. Н. Лютого, В. В. Фатеева, В. П. Подчезерцева и А. В. Кулешова.

Во время полета продольная ось ракеты под действием внешних аэродинамических сил может описывать конус. Наличие такого движения ограничивает дальность полёта и увеличивает рассеяние. Одним из вариантов применения прибора является использование его в канале управления для демпфирования этих колебаний. Ракета эксплуатируется в широком температурном диапазоне, а также имеет нестабильность собственной частоты вращения. Эти факторы сказываются на выходном сигнале прибора.

Существует ряд конструктивных решений данного прибора:

  1. датчик без обратной связи (датчик с магнитоиндукционным демпфированием);
  2. датчик с обратной связью;
  3. микромеханический РВГ.

Эти приборы дёшевы и выпускаются большими партиями, но они имеют существенные систематические погрешности. Для определения модели погрешностей этих приборов требуется автоматизированный стенд, включающий двухосный стол вращения (одна ось имитирует вращение объекта вокруг продольной оси, а другая – скорость рысканья или скорость изменения угла тангажа) и термокамеру. Существующие двухосные стенды неприменимы в данном случае, так как не обеспечивают необходимой скорости вращения по оси имитатора вращения снаряда. Стандартные одноосные стенды имеют термокамеру больших объёмов, внутри которой вращается поворотный стол, однако при использовании их для испытаний РВГ в термокамере приходится размещать имитатор вращения, что влияет на точность стенда.

Целью диссертационной работы является разработка аппаратурного, методического и программного обеспечения испытаний вибрационного гироскопа для вращающегося носителя. Необходимо выявить общие принципы построения испытательных установок, содержащих термосистему, создать методику расчёта термокамеры и всей термосистемы, а также методику построения систем управления испытательной аппаратурой с использованием компьютера.

Научная новизна.

  1. Уточнена модель температурных и скоростных погрешностей РВГ с магнитоиндукционным демпфированием и предложены методы компенсации этих погрешностей.
  2. Для экспериментального исследования РВГ для вращающегося носителя созданы аппаратура и методика проведения исследований.
  3. Проведён анализ возможных схем термостатирования, на основании этого разработана оригинальная система охлаждения и создана методика её расчёта.
  4. Разработана методика проектирования миниатюрной термокамеры, а также методика расчёта её тепловых полей при применении неявной схемы расщепления в прямоугольных и цилиндрических координатах для сложносоставных объектов в случае нестационарных значений коэффициента теплопроводности, плотности и удельной теплоёмкости.
  5. Разработаны цифровые системы автоматического регулирования: САР скорости вращения имитатора и двухканальная САР температуры термокамеры. На основании принципов построения систем регулирования с использованием ЭВМ разработаны алгоритмы управления испытательной установкой и обработки данных приборов.

Практическая ценность работы заключается в том, что на основе проведённых теоретических и экспериментальных исследований:

  1. создан и внедрён двухкоординатный стенд для испытаний роторных вибрационных гироскопов, устанавливаемых на вращающихся носителях (управляемые артиллерийские снаряды, зенитные ракеты ПЗРК); стенд оснащён термосистемой, способной обеспечивать испытуемому прибору температуру в диапазоне от до со стабильностью ; на стенде были исследованы приборы типа KRS-100, KRS-200 и KRS-300;
  2. создана миниатюрная, прецизионная, широкодиапазонная термокамера;
  3. создана оригинальная система охлаждения на жидком азоте;
  4. разработано устройство, повышающее эффективность работы системы охлаждения;
  5. создана компьютерная программа моделирования теплового поля сложносоставного объекта в прямоугольных и цилиндрических координатах.

Апробация результатов работы.

Основные теоретические положения и результаты экспериментальных исследований обсуждались на:

  • научных семинарах кафедры "Приборы и системы ориентации, стабилизации и навигации" МГТУ им. Н. Э. Баумана;
  • IV Международной конференции по интегрированным навигационным системам (Санкт-Петербург, 1997 г.); II Научно-технической конференции молодых учёных "Навигация и управление движением" (Санкт-Петербург, 2000 г.); XXXI академических чтениях по космонавтике "Актуальные проблемы российской космонавтики " (Москва, 2007 г.).

Разработанный стенд прошел полный цикл испытаний на кафедре ИУ-2 и с 1999 г. применяется в промышленности. Кроме того, термокамера, система термостатирования, соответствующие программное обеспечение были использованы в одном однокоординатном стенде угловой скорости и в пяти наклонно-поворотных стендах для испытания навигационных акселерометров.

Публикации. По теме диссертации опубликована одна статья и тезисы трёх докладов.

Структура и объём диссертационной работы. Диссертация состоит из введения, трёх глав, заключения, списка литературы и приложений. Текст изложен на 403 машинописных страницах, включая 146 рисунков и 14 таблиц. Список литературы содержит 70 наименований литературных источников.

Основные положения диссертации, выносимые на защиту:

  1. Математическая модель температурных погрешностей и погрешностей от непостоянства скорости вращения носителя для РВГ с магнитоиндукционным демпфированием для вращающегося носителя.
  2. Методика проектирования системы термостатирования с применением охлаждения на жидком азоте, а также устройства и алгоритмы для повышения эффективности работы системы охлаждения.
  3. Методика проектирования миниатюрной термокамеры. Математическое моделирование тепловых полей термокамеры применительно к сложным составным телам в прямоугольных и цилиндрических координатах.
  4. Цифровая автоматическая система управления термостатированием и имитатором вращения.
  5. Испытательная установка и комплекс программного обеспечения.

СОДЕРЖАНИЕ РАБОТЫ

Во введении дано обоснование актуальности работы, рассмотрены особенности РВГ различных конструкций для вращающегося снаряда.

Рис. 1. РВГ без ОС. 1 – основание, 2 – постоянный магнит, 3 – чувствительный элемент (латунная рамка и обмотка), 4 – опоры, 5 – токоподводы, 6 – элементы магнитной системы, 7 – обмотка

В конструкции прибора без ОС (KRS-100) использован магнито-индукционный датчик угловой скорости колебаний чувствительного элемента и магнито-индукционное демпфирование угловых колебаний.

Уравнения движения чувствительного элемента прибора (рамки) вокруг оси ()

где ­– момент вокруг оси подвеса, включающий момент трения и момент тяжения упругих токоподводов, а также моменты, вызванные несбалансированностью рамки; – моменты инерции чувствительного элемента (рамки) относительно осей ; – удельный демпфирующий момент; – углы, определяющие положение векторов угловой скорости и углового ускорения носителя в плоскости чувствительности; – угловая скорость снаряда (ракеты) вокруг продольной оси.

В связанной с ракетой системе координат при установившихся колебаниях чувствительного элемента прибора (, и ) выходной сигнал прибора определяется выражением

,

где – масштабный коэффициент прибора; – фазовый сдвиг выходного гармонического сигнала прибора относительно гармонической проекции входной угловой скорости на ось чувствительности прибора ( – фазовый сдвиг угловых колебаний чувствительного элемента относительно гармонической проекции вектора входной угловой скорости на ось прибора).

Прибор построен по схеме одноканального двухмерного датчика, имеющего плоскость чувствительности и измеряющего проекцию вектора угловой скорости, на плоскость перпендикулярную продольной оси вращения объекта. Чувствительный элемент прибора в одноосном подвесе при развороте объекта вокруг оси, перпендикулярной оси собственного вращения, совершает угловые колебания с частотой, равной частоте вращения объекта. Амплитуда и фаза гармонических колебаний несут информацию о векторе угловой скорости. Колебания чувствительного элемента датчика преобразуются в электрический сигнал, который используется в канале управления полётом объекта.

Далее во введении описаны существующие испытательные стенды, определены их недостатки, сформулированы цель диссертационной работы и основные решаемые в ходе исследований задачи, указано, в чём состоит научная новизна и какова практическая ценность полученных результатов.

Основываясь на параметрах приборов и условия их эксплуатации, можно сделать вывод, что аппаратура для исследования подобных приборов при переменной температуре должна включать двухкоординатный скоростной стенд, состоящий из поворотного стола и имитатора вращения ракеты, а также термокамеры, причем обязательно автоматизировать процесс испытаний и обработку данных, так эти приборы выпускаются большими партиями. Термокамера должна быть минимального объёма, внутри неё должен размещаться только прибор, так как поворотный стол и имитатор вращения нельзя подвергать воздействию низких или высоких температур, по причине влияния температуры на их точность и работоспособность.

Миниатюрная термокамера и вся система термостатирования помимо использования в составе аппаратуры для испытаний РВГ может применяться в других испытательных установках. Так близкие задачи приходиться решать при исследовании температурного изменения масштабного коэффициента акселерометров и датчиков угловой скорости, построенных по иным схемам (на базе двухстепенного гироскопа, на базе твёрдотельного вибрационного гироскопа и т.д.).

Температурный диапазон эксплуатации РВГ составляет от до, но так как миниатюрная термокамера может быть применена для испытаний других навигационных приборов, то диапазон работы термокамеры должен быть равен наиболее широкому диапазону температурных испытаний, то есть от до.

В первой главе для известной конструкции датчика с магнито-индукционным демпфированием выведены уточнённые формулы скоростной и температурной погрешностей.

Масштабный коэффициент прибора

где – коэффициент передачи магнито-индукционного датчика скорости угловых колебаний чувствительного элемента при ; – температурный коэффициент сопротивления материала каркаса рамки; – средний обратимый температурный коэффициент индукции постоянного магнита.

Фазовый сдвиг выходного гармонического сигнала прибора

.

Как видно из приведённых формул, масштабный коэффициент и фаза сигнала прибора зависят от скорости вращения объекта вокруг продольной оси и от температуры.

Систематические погрешности прибора.

  1. Погрешности, вызванные непостоянством скорости вращения ракеты вокруг продольной оси.

Относительная погрешность амплитуды

.

Абсолютная погрешность фазы

Рис. 2. Погрешности параметров выходного сигнала в приборе KRS-100 при изменении частоты вращения ракеты от 10 до 20 об/с для ряда температур: а – относительная погрешность амплитуды; б – абсолютная погрешность фазы

  1. Температурные погрешности.

Относительная температурная погрешность амплитуды при

Абсолютная температурная погрешность фазы при

Pages:     || 2 | 3 |






© 2011 www.dissers.ru - «Бесплатная электронная библиотека»