Способ использования гироскопического момента для управления летательным аппаратом (транспортным средством) и устройство управления летательным аппаратом

Изобретение относится к устройствам стабилизации и ориентации и может быть использовано при конструировании гироскопов. Устройство управления летательным аппаратом (транспортным средством) содержит корпус, центральную ось со штангами, гироскопы с системами крепления к штангам. Система крепления содержит раму, систему крепления, наклона и поворота рамы, держатель гироскопа. Корпус и центральная ось закреплены через систему дополнительного момента. Изобретение позволяет уменьшить массу гироскопа и исключить необходимость проведения «разгрузки» гироскопа. 2 н.п. ф-лы, 5 ил.

 

Способ использования гироскопического момента для управления летательным аппаратом (транспортным средством), т.е. изменения его ориентации в пространстве и/или его стабилизации, заключающийся в использовании гироскопа или нескольких, отличающийся отсутствием необходимости проводить «разгрузку» гироскопа («разгрузку» гиродина), возможностью применения гироскопов небольшой массы, быстрой смены направления поворота, а также экономией энергии и топлива.

Гироскопический момент уже имеет свое применение в устройствах ориентации и стабилизации космических аппаратов (гиродинах), но гиродины имеют большую массу и их нельзя разгонять быстрее нескольких сотен или максимум тысяч оборотов в минуту. Если внешние возмущения постоянно закручивают аппарат в одну и ту же сторону, то со временем маховик выходит на предельные обороты и его приходится «разгружать», включая двигатели ориентации.

Предлагаемый способ предназначен для применения на летательных аппаратах (транспортных средствах), преимущественно на космических аппаратах и дает возможность заменить реактивные двигатели ориентации и тяжелые гиродины электромеханическими устройствами, которые не будут требовать «разгрузки», обладающие высокой эффективностью и имеющие более высокий КПД.

Раскрытие изобретения

Гироскопический момент возникает, когда на ось гироскопа начинает действовать сила P, стремящаяся привести ее в движение, т.е. создающая вращающий момент относительно центра подвеса (фиг.1). Под действием этого вращающего момента возникают силы Кориолиса, поэтому конец A, оси AB гироскопа, будет отклоняться не в сторону действия силы P, как это было бы при невращающемся роторе, а в направлении, перпендикулярном к этой силе и в результате гироскоп начнет вращаться вокруг оси DE, притом не ускоренно, а с постоянной угловой скоростью.

Способ использования гироскопического момента для управления летательным аппаратом (транспортным средствам) показан на схеме сил и моментов (фиг.2). При действии на гироскоп момента Myzl в его правой и левой полуплоскостях возникают силы Кориолиса Fal и Fbl . Т.к. эти силы имеют равное значение и противоположное направление, то их действие создает момент Mxzl .

Для нейтрализации возникающего момента инерции при раскручивании гироскопа и его торможении, а также обратного действия при работе устройства создающего момент Myzl , в схеме (фиг.2) предусмотрен второй гироскоп, имеющий идентичные размеры и массу. Вектор вращения второго гироскопа (ω2) противоположен вектору вращения первого гироскопа (ω1). Векторы моментов Myz1 и Myz2 также имеют взаимопротивоположные направления и нейтрализуют обратные действия друг друга.

Соответственно действие момента Myz2 на другой гироскоп инициирует возникновение сил Кориолиса Fa2 и Fb2 , которые создают момент Mxz2 . Сумма моментов Mxz1 и Mxz2 дает момент Mxz, который вращает центральную ось устройства.

Таким образом, если центральную ось устройства (фиг.2) жестко соединить с каким-либо летательным аппаратом (транспортным средством), то под действием момента Mxz , он будет поворачиваться в направлении этого момента.

Осуществление изобретения

На схеме (фиг.3 и фиг.4) изображено устройство, которое позволяет технически осуществить способ использования гироскопического момента для управления летательным аппаратом (транспортным средством).

Устройство состоит из корпуса (1), в котором либо жестко, либо через подшипник (4) и систему дополнительного момента вращения (2) закреплена центральная ось (3). Система дополнительного момента вращения устанавливается для того, чтобы иметь возможность изменять угловую скорость поворота корпуса устройства и соединенного с ним летательного аппарата (транспортного средства). Центральная ось соединена со штангами (5), к каждой штанге присоединена система крепления гироскопа, состоящая из рамы (8) с системой ее крепления и поворота (10), гироскопа (7) и держателя его оси (9) с системой изменения угла ее наклона (6).

В процессе работы, устройство может быть подвержено разного рода неблагоприятным воздействиям (изменение величины нагрузки, трение частей механизма, толчки, удары и т.д.). В результате чего будет происходить изменение угла наклона гироскопа и появление вертикальной составляющей сил Кориолиса стремящейся повернуть его раму вокруг штанги. Для того чтобы «нейтрализовать» действие вертикального момента этих сил в схеме устройства предусмотрена система крепления и поворота рамы, которая осуществляет поворот рамы на 180°, при этом, система изменения угла наклона оси гироскопа поворачивает гироскоп на 180° соответственно.

На схеме позиций гироскопа (фиг.5) показана смена его положений в процессе работы (восемь позиций). Все гироскопы устройства (фиг.3 и фиг.4) синхронно проходят каждую позицию. Но поскольку, находясь в позициях (с) и (g) гироскопы не вращают центральную ось, т.к. силы Кориолиса расположены в вертикальной плоскости, то, для равномерности вращения центральной оси, необходимо, чтобы при работе устройства гироскопы систем крепления (R) и (Т), находились в позиции (а) или (е), тогда как гироскопы систем крепления (S) и (U) находятся в позиции (с) или (g).

Позиции а, b, с, d - первый полуцикл, после которого гироскоп снова встает в вертикальное положение (позиция е), позиции е, f, g, h - второй полуцикл, гироскоп возвращается изначальное вертикальное положение (позиция а) (фиг.5). Стрелками показаны силы и моменты, действующие на гироскоп при изменении угла его наклона.

1. Способ управления летательным аппаратом (транспортным средством), т.е. изменения его ориентации в пространстве и/или его стабилизации, заключающийся в использовании гироскопического момента, создаваемого гироскопом или несколькими, отличающийся отсутствием необходимости проведения «разгрузки» гироскопов, а также применением гироскопов, имеющих небольшую массу относительно самого летательного аппарата (транспортного средства) в сравнении с другими системами ориентации и стабилизации, использующих гироскопический момент.

2. Устройство управления летательным аппаратом (транспортным средством), работа которого осуществляется с применением способа по п.1, состоящее из корпуса, в котором через систему дополнительного момента вращения закреплена центральная ось со штангами, к каждой штанге присоединена система крепления каждого гироскопа, состоящая из рамы с системой ее крепления и поворота, гироскопа и держателя его оси с системой изменения угла ее наклона.



 

Похожие патенты:

Дирижабль // 2385818
Изобретение относится к технике воздухоплавания. .

Изобретение относится к области авиации, в частности к системам стабилизации летательных аппаратов, и может быть использовано в автопилотах управляемых ракет. .

Изобретение относится к области летательных аппаратов. Летательный аппарат содержит фюзеляж с кабиной управления, прикрепленное сверху к фюзеляжу крыло треугольной формы, двигатели, установленные с возвышением над крылом, хвостовое оперение и шасси. Головные части крыла и фюзеляжа соединены полой стойкой, снабженной рулем направления, расположенным между крылом и фюзеляжем. Головная часть крыла выполнена нависающей над кабиной управления. Под фюзеляжем расположено крыло-консоль для удерживания задних шасси. В крыле по обе стороны от центральной линии выполнены полости с размещенными в них маховиками, вращающимися в разные стороны. Изобретение направлено на повышение подъемной силы, маневренности и устойчивости. 1 з.п. ф-лы, 3 ил.

Трехосный микромеханический блок чувствительных элементов содержит корпус в виде шестигранного куба с базовыми поверхностями на боковых гранях, электронные субблоки в виде печатных плат с крышками. Печатные платы выполнены в виде восьмиугольников и имеют симметрично расположенные выступающие части с установленными на них микроразъемами. Печатные платы установлены так, чтобы их электронные компоненты были внутри корпуса. Внешние границы базовых поверхностей шестигранного куба равноудалены от линий пересечения ортогональных базовых плоскостей на длину выступающей части платы. Крышки субблока равномерно выступают за контуры плат по всему периметру. На каждой боковой гране шестигранного куба выполнена площадка шириной, равной выступающей за печатную плату крышки. Обеспечивается повышение точности измерений и усовершенствование конструкции измерителя. 5 ил.
Наверх