Главная Оформление

Передача электроэнергии без проводов- от начала до наших дней. Безтопливное химическое накопление энергии

29.08.2019

Гироскоп (от древнегреческих «вращать» и «смотреть») – это в принципе любое вращающееся тело. В современной технике гироскоп представляет собой достаточно массивный ротор с большой скоростью вращения (несколько тысяч оборотов в минуту). Основным физическим свойством любого гироскопа является то, что он стремится сохранять направление оси своего вращения в пространстве. Это является следствием общего свойства инертности материи – ведь каждая точка вращающегося тела стремится сохранять скорость и направление своего движения.

Идея устройства гироскопических компасов проста. Если на борту, несмотря на развороты ВС, все время сохраняется некоторое постоянное направление (направление оси вращения гироскопа), то его можно принять за направление начала отсчета и отсчитывать от него угол до направления продольной оси ВС, то есть курс, и другие пилотажные элементы.

Разумеется, если ось гироскопа жестко закрепить на самолете, то она просто вынуждена будет поворачиваться вместе с ним и тогда никакое направление начала отсчета не сохранится. Поэтому гироскоп помещают в специальное устройство – карданов подвес , который обеспечивает гироскопу три степени свободы, то есть дает ему возможность свободно вращаться вокруг трех перпендикулярных осей. Карданов подвес (назван в честь Д. Кардана, который впервые описал его в своей книге) представляет собой две рамки, одна внутри другой, соединенные между собой в противоположных точках. Если внутри рамок поместить какое-нибудь тело, то оно будет сохранять свое положение, как бы рамки ни вращались вокруг него.

Поскольку курс измеряется в горизонтальной плоскости, ось курсового гироскопа , то есть гироскопа, предназначенного для измерения курса, должна располагаться горизонтально . Если эту ось направить по какому-либо выбранному направлению, например, по северному направлению меридиана данной точки, то она будет сохранять это направление, как бы ни вращалось ВС вместе с кардановым подвесом «вокруг» гироскопа. Остается только каким-либо образом измерить и передать на указатель компаса угол между осью гироскопа и продольной осью самолета и тогда можно отсчитывать курс относительно выбранного направления начала отсчета (в данном случае – от северного направления меридиана).

Выставка ГПК . Как следует из устройства гирополукомпаса, он сам не измеряет курс, то есть не может определить, где север и юг, куда направлена ось самолета относительно сторон света. Этим он отличается от магнитного компаса, чувствительный элемент которого сам определяет направление магнитного меридиана в данной точке. Все что делает ГПК – показывает направление продольной оси ВС относительно оси гироскопа , которая хотя и сохраняет свое направление, но в принципе может быть направлена куда угодно. Поэтому данный прибор и называется полукомпасом . Ведь полноценный компас – это прибор для измерения курса.


Только что включенный ГПК может показать совершенно любое значение гироскопического курса, поскольку ось гироскопа может оказаться в любом положении. Для отсчета курса с помощью гирополукомпаса необходимо сначала установить ось гироскопа с помощью задатчика курса по выбранному направлению начала отсчета.

С помощью задатчика курса необходимо установить такое значение курса, которое соответствует фактическому направлению продольной оси ВС относительно выбранного направления начала отсчета .

Рис. 5.21. Выставка оси курсового гироскопа по направлению начала отсчета

На рисунке (рис. 5.21, а) ось гироскопа стоит в направлении, не совпадающем с желаемым направлением начала отсчета С 0 и гироскопический курс γ г вовсе не совпадает с фактическим курсом γ о относительно направления начала отсчета (оно обозначено С 0).

Но если ось гироскорпа направить в направлении начала отсчета (рис. 5.20, б), то показания компаса будут соответствовать γ о. Следовательно, для того, чтобы с помощью использовать ГПК для определения курса, необходимо:

Выбрать направление начала отсчета курса;

Каким-либо образом определить, каков на самом деле курс самолета (направление его продольной оси) относительно этого направления;

Установить это значение на шкале гирополукомпаса с помощью задатчика курса.

Эта операция называется выставкой ГПК. Она аналогична установке правильного времени на часах, для которой, конечно, необходимо сначала узнать правильное время.

Курс ВС относительно выбранного меридиана можно узнать с помощью другого компаса, например, магнитного, который всегда имеется на самолете. Магнитный компас измеряет курс относительно магнитного меридиана места самолета, поэтому при установке на шкале ГПК значения магнитного курса ось гироскопа и окажется ориентированной по направлению магнитного меридиана в той точке, где эта операция была проделана.

Заметим, что это вовсе не означает, что ГПК будет теперь измерять магнитный курс. Это только в данном месте гироскопический курс совпадет с магнитным. Если же самолет переместится в другое место, то ось гироскопа сохранит прежнее положение, а направление магнитного меридиана в новой точке может быть уже другим из-за схождения меридианов и из-за изменения магнитного склонения.

Другой способ выставки ГПК не требует даже магнитного компаса. Перед взлетом, когда самолет находится на исполнительном старте на взлетно-посадочной полосе (ВПП), его продольная ось с высокой точностью соответствует направлению ВПП, которое, конечно, точно известно на каждом аэродроме. При выставке на шкале ГПК этого направления (магнитного курса взлета) ось гироскопа и будет направлена по северному направлению магнитного меридиана аэродрома вылета.

На практике выставка гирополукомпаса осуществляется по магнитному компасу на стоянке аэродрома перед выруливанием, а на исполнительном старте на ВПП установленный курс при необходимости корректируется задатчиком курса.

Ось гироскопа может быть выставлена по любому направлению, а не обязательно по направлению магнитного меридиана. В любом случае необходимо определить и выставить задатчиком курса фактический курс ВС относительно выбранного меридиана. Например, если за направление начала отсчета выбрано направление истинного меридиана аэродрома вылета, то нужно определить и выставить фактический истинный курс. Его можно определить прибавлением к магнитному курсу магнитного склонения.

Горизонтальная коррекция . При начальной выставке ось курсового гироскопа, конечно, располагается в горизонтальной плоскости. Ведь курс – это угол именно в горизонтальной плоскости, да и направление начала отсчета (меридиана) тоже является горизонтальным. Но что такое горизонтальная плоскость? Если принять Землю за сферу, то это плоскость, касательная к ней в данной точке, то есть перпендикулярная к радиусу Земли. А при вращении Земли эта плоскость меняет свое положение в мировом пространстве относительно звезд. Гироскоп же сохраняет свое направление и, следовательно, со временем выходит из этой горизонтальной плоскости (на самом деле это горизонтальная плоскость отклоняется от оси гироскопа).

Чтобы ось гироскопа (направление начала отсчета курса) оставалась горизонтальной в ГПК-52 и в более современных приборах предусмотрена горизонтальная коррекция . Ее механизм постоянно удерживает ось курсового гироскопа в горизонтальном положении.

В простейшем случае механизм горизонтальной коррекции представляет собой так называемый жидкостной переключатель , который выполняет функцию маятника. Это небольшая емкость с токопроводящей жидкостью, закрепленная на нижней части гироузла. В жидкости имеется пузырек воздуха, а по краям емкости – электрические контакты. Если гироузел с жидкостным маятником и, следовательно, ось гироскопа расположены горизонтально, то пузырек плавает в центре емкости. Если маятник вышел из плоскости горизонта, то пузырек примыкает к краю емкости, касаясь какой-либо пары контактов. Поскольку воздух в пузырьке ток не пропускает, изменяются электрические токи в цепях маятника и разность токов, протекающих через разные пары контактов, заставляет работать специальный электрический двигатель. Этот двигатель разворачивает внутреннюю рамку карданова подвеса и приводит гироузел вместе с осью гироскопа и жидкостным маятником в горизонтальное положение. Пузырек перестает замыкать контакты и двигатель выключается.

Механизм горизонтальной коррекции работает автоматически и не требует от экипажа каких-либо действий. При дальнейшем рассмотрении работы гироскопических приборов будем считать, что благодаря этому механизму ось курсового гироскопа все время находится в горизонтальном положении.

Азимутальная коррекция. За счет вращения Земли ось курсового гироскопа имеет уход и в азимуте, то есть поворачивается и вокруг вертикальной оси, отклоняясь от направления меридиана начальной выставки. Поскольку Земля вращается с запада на восток, нетрудно сообразить, что в северном полушарии Земли ось гироскопа «уходит» к востоку, то есть вращается по часовой стрелке, если смотреть сверху. Скорость этого ухода, то есть поворота оси гироскопа, зависит от широты места расположения гироскопа. На рис. 5.23 изображен гироскоп, а ось Y - направление местной вертикали в точке его расположения.

Вектор угловой скорости вращения Земли ω з направлен по оси вращения планеты, причем, в соответствии с правилом буравчика, в сторону северного полюса. Проекцию этого вектора на направление местной вертикали (ось Y) обозначим ω з. y .Из рис. 5.23 видно, что

ω з. y = ω з sin φ,

где φ - широта точки;

ω з - угловая скорость вращения Земли. Поскольку Земля совершает оборот на 360° за 24 часа, то ω з =15 °/ч.

Рис. 5.23. Азимутальный уход курсового гироскопа

Вектор ω з. y характеризует скорость вращения Земли вокруг вертикальной оси в точке относительно звезд и, следовательно, относительно сохраняющего свое направление гироскопа. Очевидно, что такой же по величине, но противоположной по направлению, будет скорость поворота оси гироскопа относительно Земли, если теперь Землю считать неподвижной.

Таким образом, скорость азимутального ухода гироскопа за счет суточного вращения Земли зависит от широты места самолета . На экваторе (φ =0) гироскоп от начального направления (например, направления истинного меридиана) не уходит. На полюсе (φ =90°) скорость ухода максимальна (15°/ч). На промежуточных широтах скорость ухода пропорциональна синусу широты. Например, на широте 30° она составляет 7,5°/ч (sin30° =0,5; 0,5х15=7,5).

В южном полушарии Земли широта отрицательна, поэтому противоположен и знак (сторона) ухода.

Таким образом, если даже на неподвижном самолете установить ось гироскопа, например, по истинному меридиану и не предпринять никаких мер, то с течением времени ось гироскопа будет уходить от меридиана. На компасе при этом будет меняться гироскопический курс, несмотря на то, что самолет неподвижен.

Для компенсации ухода гироскопа в азимуте ГПК снабжен механизмом азимутальной коррекции . Он представляет собой небольшой электромотор, скорость вращения которого можно регулировать. На пульте управления ГПК имеется кремальера установки широты пролетаемой местности, которая и регулирует скорость электромотора. Если установить с ее помощью некоторую широту φ уст , то двигатель будет поворачивать ось гироскопа с угловой скоростью прецессии (ухода)

ω пр = ω з sin φ уст,

но в сторону, противоположную той, в которую уходит гироскоп из-за вращения Земли.

Очевидно, что если установить φ уст равную фактической широте места самолета, то ось гироскопа будет сохранять свое первоначальное положение. Ведь с какой скоростью она «хочет» уйти за счет вращения Земли, с такой же скоростью, но в обратном направлении, ее будет поворачивать двигатель механизма азимутальной коррекции.

Механизм азимутальной коррекции на практике часто называют «широтным потенциометром», поскольку в первых типах гироскопических приборов (в том числе, ГПК-52) действительно использовался потенциометр для изменения скорости вращения электромотора.

Из изложенного следует, что для сохранения осью курсового гироскопа направления начала отсчета в полете необходимо устанавливать широту пролетаемой местности (на практике – при ее изменении на 1-2°). Если этого не делать или устанавливать широту неточно, ось гироскопа будет уходить со скоростью, соответствующей разности фактической и установленной широт, и, следовательно, будет возрастать погрешность измерения курса.

Основным элементом любого гироскопического прибора является гироскоп. Слово гироскоп греческого происхождения: гирос - вра­щение, скопейн - наблюдать. Термин гироскоп был введен французским ученым Л. Фуко, который В технике гироскопом называют быст­ро вращающееся симметричное тело (ротор), установленное в специ­альном подвесе. В авиационных приборах используется, как правило, карданов подвес. Основой авиационных гироскопических приборов являются трехстепенные и двухстепенные гироскопы.

Трехстепенной гироскоп (рис 3.1). Он состоит из ротора 1 , внут­ренней 2 и наружной 3 рам. Ротор гироскопа 1 вращается в опорах вокруг оси O Z в внутренняя рама вместе с ротором может поворачи­ваться вокруг оси O Хв , а наружная рама имеет свободу вращения во­круг оси 0 Ун относительно неподвижного основания. Таким образом, ротор гироскопа имеет три степени свободы, так как может вращаться вокруг трех осей системы О ХвУн Z в, пересекающихся в одной точке О . Такой гироскоп называют трехстепенным. Если центр тяжести гиро­скопа совпадает с точкой О, то его называют астатическим.

Рис 3.1. Гироскоп с тремя степенями вободы.

1-ротор, 2-ось собстенного вращения, 3-внутренняя рама карданова подвеса, 4-внешняя рама карданова подвеса, 5-внутренняя ось подвеса, 6-внешняя ось подвеса.

Гироскоп с быстро вращающимся ротором обладает рядом свойств,которые обусловливают его широкое применение в авиационных при­борах. Основными свойствами трехстепенного гироскопа являются способность сохранять неизменное положение оси вращения ротора в мировом пространстве, невосприимчивость к толчкам и ударам (устой­чивость), способность совершать прецессионное движение.

Рассмотрим визуальные проявления свойств трехстепенного гиро­скопа при лабораторном эксперименте. Направим ось быстро вращаю­щегося ротора гироскопа на определенную точку в пространстве. Со­вершая колебательные движения основания в разных плоскостях, об­наружим, что ось ротора сохраняет приданное ей направление. При ударе по какой-либо раме гироскопа молотком с резиновым наконеч­ником замечаем слабо различимые колебания оси ротора, которые бы­стро затухают. Положение оси ротора в пространстве практически не изменяется. Нажимая на внутреннюю раму (создавая момент внешних сил относительно оси O Хв ), обнаружим, что гироскоп поворачивается вокруг оси 0 Ун наружной рамы, а внутренняя рама остается непод­вижной. Таким образом, гироскоп поворачивается не по направлению действия внешней силы, а в плоскости, перпендикулярной направле­нию этой силы. Такое движение гироскопа под действием момента вне­шней силы называют прецессионным.



Явление, заключающееся в со­противляемости быстро вращаю­щегося тела попыткам изменить его положение в пространстве, назы­вают гироскопическим эффектом. Для пояснения сущности гироско­пического эффекта рассмотрим трехстепенной гироскоп, условно освобожденный от рам карданова подвеса (рис. 3.2).

Предположим вначале, что гиро­скоп не вращается» и приложим в некоторой точке А внешнюю силу . Под действием силы гироскоп начнет вращаться вокруг горизонтальной оси 0х в. Другим будет ре­зультат действия силы , если ротору гироскопа сообщить большую угловую скорость Ω. В этом случае ротор гироскопа будет обладать ки­нетическим моментом , где J - момент инерции ротора отно­сительно оси O Z в . Обозначим конец вектора кинетического момента буквой В. Главный момент внешней силы приложенный к гироскопу, совпадает с направлением оси O Хв. В соответствии с теоремой Резаля скорость v конца вектора кинетического момента (т.е. точки В) геометрически равна главному моменту внешних сил . Следовательно, скорость v направлена параллельно оси O Хв и равна по величине . Таким образом, при действии силы на вращающий­ся гироскоп движение гироскопа происходит не по направлению силы F B , что имеет место в случае невращающегося ротора, а перпендику­лярно к направлению действия силы , т. е. относительно оси 0 Ун. Это движение и является прецессионным движением гироскопа. Тот факт, что при действии момента гироскоп не вращается относитель­но оси O Хв, говорит о том, что кроме момента на него действует еще какой-то момент, равный моменту и противоположно направлен­ный.

Рис. 3.2. Схема действия сил и моментов при вращении гироскопа


ТРЕБОВАНИЯ, ПРЕДЪЯВЛЯЕМЫЕ К КОНСТРУКЦИИ ГИРОСКОПИЧЕСКИХ ПРИБОРОВ



Как было показано в предыдущем разделе, гироскоп должен иметь. По возможности большой кинетический момент. Кинетический момент гироско­па - это произведение момента инерции ротора относительно оси вращения I z на угловую скорость вращения H=I z Ω . Следовательно, можно увеличивать ки­нетический момент за счет увеличения момента инерции. Поскольку момент инерции тела вращения выражается форму

(3.1)

где т - масса тела; R - радиус, то выгодно массу ротора размещать по воз­можности на большем удалении от оси вращения. В связи с этим роторы гиромоторов имеют конфигурацию такую, как показано на рис. 3.3. Ротор гиромотора 1 одновременно является якорем асинхронного двигателя переменного то­ка; в якоре имеется беличье колесо. Статором же у такого двигателя является внутренняя обмотка 2.

Рис 3.3 гиромотор в разрезе: 1-ротор, 2-статор.

Конструкция ротора выбирается в основном из соображений максимального момента инерции и отсутствия деформаций ротора от действия центробежных сил, возникающих при вращении ротора.

Авиационные гиромоторы питаются трехфазным напряжением U = 36 В с частотой f = 400 Гц. Так как они являются асинхронными двигателями, облада­ющими скольжением, то обороты ротора гиромоторов п = 22000 ÷23000 об/мин. Существуют гиромоторы, имеющие существенно большие угловые скорости, но ввиду того, что ресурс работы подшипников таких гиромоторов обратно про­порционален угловой скорости ротора, в гражданской авиации их не применяют.

Рис 3.4 вращающиеся подшипники:

1- ось, 2-внутреннее кольцо, 3- неподвижное кольцо

Рис 3.5 электромеханическая схема гироскопического подвеса

1- внутреннее кольцо, 2,4-средние кольца,4-наружное кольцо, Д1,Д2-двигатели

Поскольку способность гироскопа точно сохранять положение своей главной оси в пространстве зависит от величины моментов, действующих по осям его карданова подвеса, при конструировании гироскопов стараются свести эти мо­менты к минимуму.

В качестве опор для осей карданова подвеса гироскопа используют высоко­прецизионные подшипники качения с малыми моментами трения.

Для особо точных приборов, например, гироскопов для курсовых систем, применяют так называемые вращающиеся подшипники с двумя рядами шари­ков, причем внутреннее кольцо 2(рис. 3.4) совершает принудительное вра­щение относительно оси 1 и неподвижного кольца 3.

На принципиальную возможность уменьшения влияния трения в подобных устройствах указал Н. Е. Жуковский. Идея Н. Е. Жуковского сводилась к сле­дующему: если имеется 100 натянутых ниток, на которых лежит какой-нибудь предмет, например, карандаш, то, перемещая все нити вправо, карандаш будет увлекаться ими за счет трения тоже вправо. Если перемещать нити влево, то и карандаш будет двигаться влево. Заставляя каждую четную нить двигаться вправо, а нечетную - влево, будем иметь карандаш неподвижным. Конечно, это при условии, что на каждую нить будет выпадать одинаковая доля массы ка­рандаша и коэффициент трения контактных поверхностей карандаш - нить вез­де одинаков. В этом примере трение не исчезает, оно только взаимно компенси­руется.

На рис. 3.5 представлена конструкция внутренней рамы карданопа под­веса (гироузла). Как видно из рисунка, внутренние кольца 2и 4левого и правого подшипников могут поворачиваться двигателями Д1 и Д2. Причем кольца вращаются с одинаковыми угловыми скоростями, но в противоположные сто­роны. Возникающие при этом силы трении воздействуют на внутреннюю ось гироскопа с помощью моментов, направления которых противоположны, поэто­му их суммарная величина оказывается близкой к нулю, и вредное воздействие моментов трения ослабляется. Сели даже суммарная величина моментов тре­ния заставляет гироскоп прецессировать с некоторой небольшой скоростью, то периодическим изменением направления вращения двигателей (с помощью пере­ключателя В со специальным кулачком) можно менять направление действия этого момента, а следовательно, и направление прецессии, что, в конечном сче­те уменьшает прецессию гироскопа от моментов трения в осях карданова под­веса С помощью такой схемы удается уменьшить собственные «уходы» гиро­скопа в несколько раз по сравнению с обычными подшипниками качения.

Рис 3.6 действие на гироскоп силы тяжести.

Существуют гироскопы с аэродинамическими подшипниками по осям кар­данова подвеса. Такой подшипник представляет собой втулку и ось, между ко­торыми имеется воздушный зазор и ось как бы «плавает» в воздухе. Такие под­шипники тоже имеют весьма малые моменты трения, но в гражданской авиа­ции в силу ряда причин пока не применяются.

Гироскоп должен быть тщательно сбалансирован, т. е. центр масс гиромотора должен совпадать с точкой пересечения осей карданова подвеса. В противном случае, как показано на рис. 3.6, на гироскоп действуют моменты от ускоре­ния силы тяжести.

Следует заметить, что при эксплуатации авиационных гироскопических приборов необходимо строго выполнять правила технической и летной эксплуа­тации, так как от этого зависит точность их работы и долговечность. Необхо­димо также помнить, что гироскопические приборы являются приборами доро­гостоящими.


3.3. Гироскопические асинхронные двигители

Гироскопический двигатель предназначен для разгона маховой массы за определенный промежуток времени до номинальной часто­ты вращения и для последующей ее стабилизации при минимальном потреблении энергии. В настоящее время широкое применение нашли электрические гироскопические двигатели и, в частности, асинхронные.

Асинхронный гироскопический двигатель (АГД) конструктивно объединен в одно целое с маховиком (рис.3.7). Для обеспечения при заданных габаритах и массе наибольшего кинетического момен­та

H = J W , (3.2)

где J - момент инерции маховика относительно оси вращения; W - угловая скорость, стремятся вращающуюся массу разместить на максимальном удалении от оси вращения. С этой целью применя­ют обращенную конструкцию асинхронного двигателя с внешним короткозамкнутым ротором 1 (рис.3.7) и с внутренним неподвиж­ным статором 2 . Для повышения кинетического момента внешний ротор располагают внутри специальной втулки 3, к которой крепятся крышки 4, 5. Втулка выполняется из латуни или бериллия.

Повышение кинетического момента при заданной массе внешнего ротора связано также с максимальным повышением его угловой скорости W (частоты вращения n ). Частота вращения современных АГД лежит в пределах n = 15000 ¸ 60000 об/мин при числе пар полюсов р = 1; 2 . Иногда для повышения частоты вращения АГД его питание осуществляют от автономного источника с повышенной частотой f = 500 ¸ 2000 Гц . Максимум частоты вращения АГД ограничен, как правило, качеством шарикоподшипни­ков.

Отношение кинетического момента Н к массе АГД называют добротностью гироскопического двигателя. Ее повышение обеспечи­вается увеличением плотности материала частей конструкции, вра­щающихся на большом удалении от оси, и уменьшением ее для всех остальных элементов.

На валу АГД нет полезной нагрузки. Он работает в режиме хо­лостого хода, преодолевая моменты трения внешнего ротора о газовую среду и трения в подшипниках, при нулевом к.п.д. Условным к.п.д. АГД принято считать отношение мощности механических потерь к полной потребляемой мощности, характеризующее совершенство асинхронного двигателя в электромагнитном отношении. Величина условного к.п.д. в зависимости от мощности, конструктивного испол­нения и параметров АГД лежит в пределах h = 0,2 ¸ 0,9 .

Рис. 3.7. Конструкция асинхронного гироскопического двигателя (АГД)

Для повышения стабильности частоты вращения при изменении плотности окружающей среди, связанной с изменением высоты полета летательного аппарата, номинальное скольжение АГД выбирают в пределах S н = 0,015 ¸ 0,12 . В некоторых случаях с целью исключения влияния высоты полета на работу АГД его помешают в специальную газовую или вакуумную камеру. Снижение вентиляцион­ных потерь достигается в АГД полировкой внешней поверхности ротора.

Улучшение характеристик АГД путем увеличения массы ротора с другой стороны приводит к увеличению длительности процесса его запуска, которая лежит в пределах от десятков секунд до десятков минут. Для обеспечения приемлемых пусковых характеристик при проектировании АГД стремятся добиться кратности пускового момен­та M п / M н > 1,5 , кратности максимального момента (перегрузоч­ной способности) M ЭМ М / M н = 2 ¸ 5 и критического скольжения S кр = 0,3 ¸ 0,4. Под номинальным моментом АГД понимают сум­марный момент его потерь в номинальном режиме.

Поскольку АГД работает с нагрузкой, близкой по своему харак­теру к вентиляционной, то в процессе запуска избыточный электро­магнитный момент DM ЭМ меняется не существенно (рис. 3.8). При этом запуск происходит с практически постоянным ускорением. Для сокращения времени запуска иногда применяют запуск АГД при повышенном напряжении питания.

Рис.3.8. Механическая характеристика АГД

Стремление по возможности уменьшить суммарный момент по­терь, т.е. величины номинального скольжения и активной составля­ющей тока статора, обусловило характерную особенность АГД - от­носительно большой намагничивающий ток, достигающий 60 - 90% от номинального значения. Коэффициент мощности составляет при этом cosj =0,4 + 0,8 . Он будет тем меньшим, чем с меньшим скольжением работает АГД.

Для обеспечения максимальной точности к АГД предъявляется ряд специфических требований:

Механическая стабильность элементов конструкции и их соеди­нений, т.е. способность элементов конструкции сохранять постоян­ство положений центров масс в различных режимах работы и при различных внешних воздействиях;

Симметрия и жесткость конструкции в целом, связанные с необходимостью симметричного расположения (относительно продо­льной и поперечной осей симметрии) вращающихся и наиболее на­гретых элементов конструкции, имеющих значительную массу;

Минимум и постоянство в процессе работы потребляемой мощ­ности, т.е. нагрева АГД, и неравномерности распределения темпера­тур, что связано с уменьшением аэродинамических потерь (потерь на трение внешнего ротора о воздух), с обеспечением постоянства осевой нагрузки на подшипники и сохранности смазки, с применением подшипников, их сборок и смазки повышенного качества.

Реализация этих требований привела к созданию симметричных конструкций АГД, состоящих из минимального количества элементов. Так, например, внутренние дорожки качения подшипников (рис.3.7) часто изготавливаются непосредственно на оси, чем сокращается количество соединений деталей и повышается точность сборки.

В отличие от асинхронных машин обычного исполнения АГД не имеют осевого люфта в подшипниковых узлах. Требуемая жесткость конструкции обеспечивается предварительной осевой нагрузкой под­шипников, которая в процессе работы должна оставаться неизменной.

Симметрия и жесткость конструкции АГД достигаются примене­нием конструкционных материалов, имеющих одинаковый коэффициент расширения. Так, например, ось, крышки, кольца подшипников и ротор АГД выполняются из подшипниковой стали, а втулка - из бериллия.

Указанные особенности относятся также к синхронным гироско­пическим двигателям (СГД), в качестве которых находят широкое применение гистерезисные двигатели.

В гироскопах авиационных приборов, устанавливае­мых на самолетах гражданской авиации, ротор объединен с внутрен­ней рамой в единый конструктивный блок - гироузел. Гироузел со­стоит из гирокамеры и размещенного в гирокамере гиромотора. Гирокамера выполняет роль внутренней рамы гироскопа и имеет оси для подвеса в опорах наружной рамы. Гиромоторы в большинстве случаев представляют собой трехфазные асинхронные двигатели с короткозамкнутым внешним ротором и внутренним статором. Гиромотор ГМ-4П (рис. 3.9) состоит из ротора, статора, шарикоподшипниковых опор и оси. Статор имеет пакет железа 2, обмотку 1 и втулками 3 и 12 жестко укреплен на оси 5 . Выходные провода обмотки статора выведены на­ружу через полую часть оси 5 . Ротор гиромотора состоит из латунного обода 10, пакета железа 8 с короткозамкнутой обмоткой 16 и мас­сивного кольца 14. Пакет 8 ротора и кольцо 14 посажены в обод рото­ра на прессовой посадке. Фланцы 6 и 11 посажены в обод 10 с натягом и крепятся к нему винтами. Внутренние кольца шариковых подшипни­ков 4 и 13 установлены на цапфы фланцев 6 и 11 ротора с натягом. На­ружное кольцо подшипника 4 вставлено во втулку 3 с радиальным зазо­ром, а наружное кольцо подшипника 13 - во втулку 12 с натягом В гнезде статора под наружным кольцом свободно сидящего шарико­вого подшипника 4 поставлена пружинная шайба 7. Она служит для компенсации температурных изменений линейных размеров гиромотора Прокладки 9 и 15 служат для установления осевого натяга на ша­риковых подшипниках Концы оси гиромотора имеют резьбу. При по­мещении гиромотора в гирокамеру его ось пропускается через отвер­стия в корпусе и крышки гирокамеры После крепления крышки гирокамеры к ее корпусу ось гиромотора крепится к ним с помощью гаек. Гироузлы одинаковых типов могут применяться в различных гиро­скопических приборах, Иначе обстоит дело с наружными рамами. Кон­структивное исполнение наружных рам определяется в первую оче­редь типом гироприбора и является в каждом конкретном случае сугу­бо индивидуальным. В раме 1 на посадочные места по оси Ох н закреп­ляются наружные кольца шариковых подшипников (рис. 3.10) Во внутренних кольцах шариковых подшипников закрепляются оси гирокамеры гироузла. По оси 0у н в раме закреплены полуоси 2 и 3, предназначенные для подвеса рамы в корпусе гироприбора.

Рис. 3.9.Консрукция гиромотора ГМ-4П

Рис. 3.10. Конструкция наружной рамы гироприбора


3.4 Виды подвесов гироскопа

При конструировании гироприборов большое внимание уделяется выбору опор, обеспечивающих сво­боду вращения и осуществляющих двустороннюю удерживающую связь между ротором, рамами карданова подвеса и корпусом прибо­ра. Опоры гироскопа делятся на главные, обеспечивающие свободу вращения ротора, и опоры карданова подвеса, обеспечивающие сво­боду движения рам вокруг своих осей. Такая классификация обус­ловлена различными условиями работы опор Главные опоры в те­чение длительного времени рабо­тают при повышенных скоростях вращения, в то время как опоры карданова подвеса работают при малых скоростях и небольших углах поворота. Основными пока­зателями качества опор являются: момент сил трения М тр , осевые я радиальные люфты, долговечность работы Т р . Момент сил трения в главных опорах не влияет на точность гироприбора, но влияет на выбор мощности гиромотора и срок его службы. Момент трения в опорах карданова подвеса в значительной степени оказывает влия­ние на точность гироприбора. В связи с этим разрабатываются спе­циальные меры для снижения трения в опорах карданова подвеса От­рицательное влияние на точность гироприборов оказывают также люф­ты в главных опорах карданова подвеса.

Наибольшее распространение в авиационных гироскопах получили шарикоподшипниковые опоры. Разработанные в настоящее время опо­ры такого типа позволяют получить достаточную точность и надежность приборов.

В тех случаях, когда необходимо повысить точность работы прибора, используют определенные конструктивные меры. В частности, момен­ты трения по внутренним осям карданова подвеса гироагрегатов кур­совых систем уменьшают с помощью специальных «вращающихся» подшипников (рис. 3.11). Гироузел 3 трехстепенного гироскопа подве­шен на оси 4 в наружной раме 7 с помощью комбинированных двой­ных подшипников. Средние кольца 2 , 8 подшипников на левом и пра­вом концах оси подвеса гироузла приводятся во вращение в противо­положные стороны (привод вращения средних колец на рисунке не показан). Оси вращения 5 , 9 наружной рамы закреплены в подшипниках 1, 6, наружные кольца которых неподвижны относительно основа­ния.

Пусть кинетический момент гироскопа совпадает с направлением полета. Тогда при повороте самолета относительно поперечной оси с угловой скоростью Ф наружная рама гироскопа будет разворачиваться вместе с основанием относительно неподвижной оси 4 подвеса гироузла с угловой скоростью - .Ось 4 остается неподвижной в силу основного свойства трехстепенного гироскопа - сохранять неизменным в прост­ранстве положение главной оси.

При равенстве моментов трения в опорах уход гироскопа отсутствует. Однако на практике равенства моментов обеспечить не удается и уход имеет место, но со значительно меньшей скоростью, чем при невращающихся опорах. Снижению систематиче­ского ухода способствует введение периодического реверсирования вращения средних колец.

Рис. 3.11. Схема конструкции «вращающихся» подшипников

В случае равных и небольших времен вращения средних колец под­шипников в разные стороны при реверсировании гироскоп будет откло­няться от среднего положения на равные и противоположные углы, со­вершая тем самым малые колебания относительно первоначального положения оси кинетического момента.


Рис. 3.12. Привод вращения средних колес «вращающихся» подшипников

Реверсирование вращения средних колец подшипников в гироагрегатах курсовых систем (рис. 3.12) производится переключателем В", управляемым специальным кулачком. Кроме «вращающихся» подшип­ников, могут быть использованы другие конструкции, позволяющие существенно снизить (или практически исключить) трение в подвесе гироскопа путем компенсации силы тяжести подвешиваемой части ги­роскопа некоторой другой противоположно направленной силой. К подвесам такого типа (рис. 3.13) относят: жидкостный (а ), гидроста­тический (б ), магнитный (в), электростатический (г) и др.

Из перечисленных типов подвесов в авиационных гироскопических приборах используется в настоящее время только жидкостный подвес (рис, 3.13, а ). В гироскопе герметичный гироузел 1 подвешивается в герметичном корпусе 2 , заполненном жидкостью. Плотность жидкости подбирается такой, чтобы масса вытесняемого гироузлом объема жид­кости была равна массе гироузла. Тем самым воспринимаемая опорами нагрузка снижается практически до нуля, что обеспечивает весьма ма­лые моменты сил трения в опорах подвеса гироузла.

Существуют также гироприборы на основе трехстепенного гироско­па с подвесом данного типа.

В гидростатическом подвесе жидкость или газ вводится под давле­нием через узкие отверстия 1 в зазор 2 между неподвижной частью опо­ры 4 и гироузлом 3 (рис. 3.13, б). При уменьшении зазора, вызванном нагрузкой, уменьшение расхода жидкости приводит к увеличению местного давления. Параметры подвеса выбираются таким образом, чтобы сумма сил местного давления уравновешивала силу веса гироузла при зазоре в пределах сотых долей миллиметра.

Магнитный подвес чувствительного элемента используется в крио­генных гироскопах. Техническая реализация такого гироскопа бази­руется на использовании явления сверхпроводимости некоторых мате­риалов, которое наступает при температурах, близких к абсолютному нулю. Это явление состоит в резком уменьшении электрического со­противления материала. При помещении шарика из сверхпроводящего материала в магнитное поле, напряженность которого не превышает не­которого критического значения, на его поверхности наводятся токи, препятствующие проникновению поля внутрь шарика. Вследствие этого шарик может висеть в магнитном поле, не имея механической точки опоры. Если вокруг шарика создан вакуум, то практически исключатся все силы сопротивления вращению шарика.

В экспериментальном криогенном гироскопе (рис. 3.13, в) корпус прибора представляет собой криогенную установку 7 , заключенную в кожух 8 (сосуд Дьюара). Криогенная установка охлаждается жидким гелием или азотом и внутри сферической полости 4 в корпусе прибора поддерживается температура, близкая к абсолютному нулю. Ток, протекающий по обмоткам катушек 1 , соз­дает центрирующее магнитное поле 2. На поверхности полой тонкостенной сфе­ры 3, сделанной из сверхпроводящего металла, например ниобия, образуются вихревые токи, создающие магнитное поле, препятствующее проникновению центрирующего магнитного поля в ме­талл. Силы взаимодействия центрирую­щего магнитного поля и поля, наводи­мого в металле сферы, удерживают ее во взвешенном состоянии внутри сфери­ческой полости корпуса прибора. Сфера 3 и тяжелый обод (5, помещенный внутри сферы, образуют ротор гироскопа, ко­торый приводится во вращение с боль­шой угловой скоростью Ω вокруг оси z , перпендикулярной плоскости обода, электродвигателем 5. В пространстве между сферическим ротором и полостью корпуса создается высокий вакуум. Электродвигатель 5 используется только для разгона ротора. После отключения двигателя ротор движется по инерции в течение нескольких дней и даже месяцев.

Рис. 3.13. Виды подвесов гироскопа

Гироскопы с электростатическим подвесом (рис. 3.13, г) конструк­тивно аналогичны криогенным гироскопам. Ротор 1 такого гироскопа изготовлен из бериллия в виде тонкого полого шара, помещенного в сферическую полость камеры 3 , выполненной из специальной керами­ки, являющейся изолятором. На внутренней поверхности камеры рас­положены три пары чашеобразных электродов 2 , питаемых перемен­ным электрическим током. Оси симметрии каждой пары таких электро­дов направлены по трем взаимно перпендикулярным направлениям, поэтому создаваемое ими электростатическое поле удерживает центр сферического ротора в центре О камеры. Ротор раскручивается с по­мощью вращающегося магнитного поля, создаваемого статором 4, несущим на себе электрическую обмотку. В полости камеры 3 поддер­живается высокий вакуум. Электрическое напряжение на обмотку статора подается лишь в период разгона ротора. В дальнейшем ротор длительное время вращается по инерции.


3.5 Устройства для передачи энергии

Устройства для передачи энергии служат для подвода элект­рической энергии от внешних источников к элементам гироприборов, расположенным на перемещающихся относительно друг друга узлах. С помощью данных устройств осуществляется электрическая связь между элементами, помещенными на корпусе прибора и наружной раме карданова подвеса или на наружной и внутренней рамах.

Наиболее просто энергия передается посредством гибких проволоч­ных проводников (рис. 3.14), Гибкий проводник 3 представляет собой пучок металлических жил, помещенных в изоляционную оплетку.

Рис. 3.14. Использование гибкого проводника для передачи энергии в гироскопе

Концы жил заделаны в общий наконечник, закрепленный на переход­ных контактах 4. Контакты обеспечивают соединение наконечника с жестким проводом 5 , расположенным на соответствующей детали 1 подвеса. Контакты монтируют на колодке 2 , изолирующей контакты от металлической поверхности детали.

В тех случаях, когда углы взаимного разворота деталей гироприбора достигают существенных значений, для передачи энергии применя­ют скользящие контакты (рис. 3.15, а ). Щетка 3 , по которой передает­ся электрический ток, скользит по токоприемному кольцу 2. Кольцо изолировано от оси рамы 1 сплошной изоляционной втулочкой с ре­бордами, предохраняющими щетку от схода с кольца. Если в местах со­членения деталей подвеса необходимо осуществить несколько изолиро­ванных друг от друга линий передачи электрического тока, то по оси подвеса устанавливается необходимое число токоприемных колец.

Широко применяемой разновидностью устройств передачи энергии являются точечные контакты. Они отличаются от скользящих контак­тов тем, что в данном случае точка контакта лежит на оси вращения элементов токоподвода. Каждый точечный контакт (рис. 3.15, б) состо­ит из неподвижного 3 и подвижного 4 контактов, образующих контакт­ную пару. В приведенном примере неподвижные контакты закрепле­ны на наружной раме 2 , а подвижные-на оси вращения внутренней рамы 1. Контакты 3 и 4 изолированы от металлических деталей подвеса электроизоляционным материалом 5 .

Рис 3.15 контактные устройства используемеые в гироприборах.

а-скальзящие, 2-набор точечных контактов.


3.6 Корректирующие устройства.

Одним из основных свойств трехсте­пенного гироскопа является способность сохранять неизменным поло­жение оси вращения ротора (главной оси гироскопа) в мировом про­странстве. Однако для решения ряда практических задач необходимо, чтобы главная ось гироскопа сохраняла неизменное направление не в мировом пространстве, а относительно той или иной выбранной систе­мы координат. Так, для определения с помощью трехстепенного гиро­скопа углов крена и тангажа ЛА необходимо, чтобы ось вращения ро­тора была направлена по вертикали места. При определении с помощью трехстепенного гироскопа отклонений ЛА от заданного направления необходимо, чтобы его главная ось выдерживала заданное направле­ние в горизонтальной плоскости. Для устранения нежелательных от­клонений главной оси гироскопа от требуемого направления или ком­пенсации различного рода возмущающих моментов, нарушающих нор­мальный режим работы гироскопического прибора, применяют коррек­тирующие устройства.

Корректирующие устройства гироскопических приборов обеспечи­вают сохранность требуемого положения главной оси гироскопа пу­тем приложения к гироскопу внешних управляющих (корректирую­щих) моментов или компенсацию уходов гироскопа в показаниях гироприбора. Основными элементами корректирующих устройств являют­ся чувствительные элементы и исполнительные органы. В качестве чувствительных элементов выбирают элементы, обладающие избира­тельностью к опорному направлению или устойчиво сохраняющие за­данное им направление, В авиационных приборах в основном исполь­зуют гравитационные, магнитные и ориентированные по небесным све­тилам чувствительные элементы.

Опорным направлением для гравитационных элементов является направление вертикали места, совпадающее с направлением ускоре­ния силы тяжести. Магнитные чувствительные элементы реагируют на магнитное поле Земли, поэтому опорным направлением для них яв­ляется направление магнитного меридиана. Чувствительные элементы, ориентированные по небесным светилам, обеспечивают задание устой­чивого направления на Солнце, Луну, планеты или звезды. Исполни­тельными органами корректирующих устройств авиационных прибо­ров являются, как правило, двухфазные" реверсивные асинхронные электродвигатели, работающие в заторможенном режиме, а также сельсинные и потенциометрические следящие системы.

Среди гравитационных чувствительных элементов наиболее широ­кое распространение получили жидкостные маятниковые датчики на­правления вертикали. Используются однокоординатные и двухкоординатные жидкостные маятниковые датчики (маятниковые переключа­тели).

Однокоординатный жидкостный маятниковый датчик (ЖМД) (рис. 3.16) представляет собой стеклянный баллон 1 с вваренными в него платиновыми электродами 3, 5, 6. Баллон заполнен токопроводящей жидкостью (электролитом) 2 так, что оставшийся воздушный пузырек 4 при горизонтальном положении датчика поровну и примерно на­половину перекрывает электроды 3 , 5. Электрическая схема взаимо­действия ЖМД и исполнительного органа (двухфазного асинхронного двигателя) системы коррекции приведена на рис. 15.13. Электроды 3 и 6 в сосуде 5 соединены с обмотками управления двигателя 2, Общая точка обмоток управления 1 подключена к одной из фаз источника ли­тания переменного тока. Центральный контакт 4 подключен к другой фазе.

Рис. 3.16. Однокоординатный жидкостный маятниковый датчик

Рис. 3.17. Электрическая схема однокоординатной системы коррекции

Схемы коррекции главной оси трехстепенного гироскопа в плоскости горизонта и по направлению вертикали места приведены на рис. 3.18. На рис.3.18, а приведена схема горизонтальной коррекции главной оси

Рис. 3.18. Коррекция главной оси трехстепенного гироскопа:

а – схема горизонтальной коррекции; б – схема коррекции по направлению вертикали места

трехстепенного гироскопа (1 - жидкостный маятниковый датчик, 2 - коррекционный двигатель). При го­ризонтальном положении главной оси гироскопа, а следовательно, и датчика электрическое сопротивление между средним электродом 6 (см. рис. 3.16) и каждым из крайних электродов 3, 5 одинаково, и по управляющим обмоткам коррекционного двигателя протекают токи, равные по величине, но противо­положные по направлению. В этом слу­чае двигатель неподвижен и момента не создает. При отклонении главной оси гироскопа от плоскости горизонта воз­душный пузырек смещается относитель­но электродов и изменяется площадь контактной поверхности электролита с электродами. Электрическое сопротивле­ние цепей между центральным и край­ними электродами изменяется. При этом большим становится сопротивление цепи того электрода, поверхность соприкос­новения которого с жидкостью меньше. В результате по управляющим обмоткам коррекционного двигателя потекут разные по значению и направле­нию токи. Двигатель создаст момент относительно оси подвеса на­ружной рамы, и гироскоп начнет прецессировать относительн

В 1968 году американский специалист в области космических исследований Питер Е. Глэйзер (Peter E. Glaser) предложил размещать крупные панели солнечных батарей на геостационарной орбите, а вырабатываемую ими энергию (уровня 5-10 ГВт) передавать на поверхность Земли хорошо сфокусированным пучком СВЧ-излучения, преобразовывать её затем в энергию постоянного или переменного тока технической частоты и раздавать потребителям.


Такая схема позволяла использовать интенсивный поток солнечного излучения, существующий на геостационарной орбите (~ 1,4 кВт/кв.м.), и передавать полученную энергию на поверхность Земли непрерывно, вне зависимости от времени суток и погодных условий . За счёт естественного наклона экваториальной плоскости к плоскости эклиптики с углом 23,5 град., спутник, расположенный на геостационарной орбите, освещён потоком солнечной радиации практически непрерывно за исключением небольших отрезков времени вблизи дней весеннего и осеннего равноденствия, когда этот спутник попадает в тень Земли. Эти промежутки времени могут точно предсказываться, а в сумме они не превышают 1% от общей продолжительности года.

Частота электромагнитных колебаний СВЧ-пучка должна соответствовать тем диапазонам, которые выделены для использования в промышленности, научных исследованиях и медицине. Если эта частота выбрана равной 2,45 ГГц, то метеорологические условия, включая густую облачность и интенсивные осадки, практически не влияют на КПД передачи энергии. Диапазон 5,8 ГГц заманчив, поскольку дает возможность уменьшить размеры передающей и приемной антенн. Однако влияние метеорологических условий здесь уже требует дополнительного изучения.

Современный уровень развития СВЧ-электроники позволяет говорить о довольно высоком значении КПД передачи энергии СВЧ пучком с геостационарной орбиты на поверхность Земли - порядка 70-75%. При этом диаметр передающей антенны обычно бывает выбран равным 1 км, а наземная ректенна имеет размеры 10 км х 13 км для широты местности 35 град. СКЭС с уровнем выходной мощности 5 ГВт имеет плотность излучаемой мощности в центре передающей антенны 23 кВт/кв.м., в центре приемной – 230 Вт/кв.м.


Были исследованы различные типы твёрдотельных и вакуумных СВЧ-генераторов для передающей антенны СКЭС. Вильям Браун показал, в частности, что хорошо освоенные промышленностью магнетроны, предназначенные для СВЧ-печей, могут быть использованы также и в передающих антенных решётках СКЭС, если каждый из них снабдить собственной цепью отрицательной обратной связи по фазе по отношению к внешнему синхронизирующему сигналу (так называемый, Magnetron Directional Amplifier - MDA).

Наиболее активно и планомерно исследования в области СКЭС проводила Япония. В 1981 году под руководством профессоров М.Нагатомо (Makoto Nagatomo) и С.Сасаки (Susumu Sasaki) в Институте космических исследований Японии были начаты исследования по разработке прототипа СКЭС с уровнем мощности 10 МВт, который мог бы быть создан с использованием существующих ракетоносителей. Создание такого прототипа позволяет накопить технологический опыт и подготовить основу для формирования коммерческих систем.


Проект был назван СКЭС2000 (SPS2000) и получил признание во многих странах мира.

В 2008 доцент кафедры физики Массачусетского Технологического Института (МИТ) Марин Солджачич (Marin Soljačić) был пробуждён от сладкого сна настойчивым пиканьем мобильного телефона. «Телефон не умолкал, требуя, чтобы я поставил его заряжаться», - рассказывает Солджачич. Уставший и не собиравшийся вставать, он стал мечтать о том, чтобы телефон, оказавшись дома, начинал заряжаться сам по себе .

В 2012-2015 гг. инженеры Вашингтонского университета разработали технологию, позволяющую использовать Wi-Fi в качестве источника энергии для питания портативных устройств и зарядки гаджетов. Технология уже признана журналом Popular Science как одна из лучших инноваций 2015 года. Повсеместное распространение технологии беспроводной передачи данных само по себе произвело настоящую революцию. И вот теперь настала очередь беспроводной передачи энергии по воздуху, которую разработчики из Вашингтонского университета назвали PoWiFi (от Power Over WiFi).


На стадии тестирования исследователи сумели успешно заряжать литий-ионные и никель-металл-гидридные аккумуляторы небольшой емкости. Используя роутер Asus RT-AC68U и несколько сенсоров, расположенных на расстоянии 8,5 метров от него. Эти сенсоры как раз и преобразуют энергию электромагнитной волны в постоянный ток напряжением от 1,8 до 2,4 вольта, необходимых для питания микроконтроллеров и сенсорных систем. Особенность технологии в том, что качество рабочего сигнала при этом не ухудшается. Достаточно лишь перепрошить роутер, и можно будет пользоваться им как обычно, плюс подавать питание к маломощным устройствам. На одной из демонстраций была успешно запитана небольшая камера скрытого наблюдения с низким разрешением, расположенная на расстоянии более 5 метров от роутера. Затем на 41% был заряжен фитнес-трекер Jawbone Up24, на это ушло 2,5 часа.

На каверзные вопросы о том, почему эти процессы не сказываются негативно на качестве работы сетевого канала связи, разработчики ответили, что это становится возможным благодаря тому, что перепрошитый роутер, во время своей работы, по незанятым передачей информации каналам рассылает пакеты энергии. К этому решению пришли когда обнаружили, что в периоды молчания энергия попросту утекает из системы, а ведь ее можно направить для питания маломощных устройств.

Во время исследований систему PoWiFi разместили в шести домах, и предложили жильцам пользоваться интернетом как обычно. Загружать веб-страницы, смотреть потоковое видео, а потом рассказать, что изменилось. В результате оказалось, что производительность сети не изменилась никак. То есть интернет работал как обычно, и присутствие добавленной опции не было заметным. И это были лишь первые тесты, когда по Wi-Fi собиралось относительно небольшое количество энергии .

В перспективе технология PoWiFi вполне сможет послужить для питания датчиков, встроенных в бытовую технику и военную технику, чтобы управлять ими беспроводным способом и осуществлять дистанционную зарядку/подзарядку.

Актуальным является передача энергии для БПЛА (вероятнее всего уже по технологии PoWiMax или от радиолокатора самолёта носителя):


Для БПЛА негатив от закона обратных квадратов (изотропно-излучающая антенна) частично «компенсирует» ширина луча антенны и диаграмма направленности:

Ведь БРЛС ЛА в импульсе может выдавать под 17 кВт энергии ЭМИ.

Это не сотовая связь -где ячейка должна обеспечить связь конечным элементам на 360 градусов.
Допустим такая вариация:
Самолёт носитель (для Perdix) это F-18 обладает (сейчас) БРЛС AN/APG-65:


максимальная средняя излучаемая мощность по 12000 Вт

Или в перспективе будет иметь AN/APG-79 AESA:


в импульсе должен выдавать под 15 кВт энергии ЭМИ

Этого вполне достаточно, что бы продлить активную жизнь Perdix Micro-Drones с нынешних 20 минут до часа, а может и больше.

Скорее всего будет использоваться промежуточный дрон Perdix Middle, которого будет облучать на достаточном расстоянии БРЛС истребителя, а он в свою очередь осуществит «раздачу» энергии для младших братьев Perdix Micro-Drones по PoWiFi/PoWiMax, параллельно обмениваясь с ними информацией (полётно -пилотажной, целевыми задачами, координацией роя).

Возможно вскоре дело дойдет и до зарядки сотовых телефонов, и других мобильных устройств, которые находятся в зоне действия Wi-Fi, Wi-Max или 5G?

Послесловие: 10-20 лет, после широкого внедрения в повседневную жизнь многочисленных электромагнитных излучателей СВЧ (Мобильные телефоны, Микроволновые печи, Компьютеры,WiFi,Blu tools и т.д.) внезапно тараканы в больших городах вдруг превратились в раритет! Теперь таракан- насекомое, которое можно встретить разве что в зоопарке. Они неожиданно исчезли из домов, которые раньше так любили.

ТАРАКАНЫ КАРЛ!
Эти монстры лидеры списка «радиорезистентных организмов» бесстыдно капитулировали!
Справка
LD 50 - средняя летальная доза, то есть доза убивает половину организмов в эксперименте; LD 100 - летальная доза убивает всех организмов в эксперименте.

Кто следующий на очереди?

Допустимые уровни излучения базовых станций мобильной связи (900 и 1800 МГц, суммарный уровень от всех источников) в санитарно-селитебной зоне в некоторых странах заметно различаются:
Украина: 2,5 мкВт/см². (самая жесткая санитарная норма в Европе)
Россия, Венгрия: 10 мкВт/см².
Москва: 2,0 мкВт/см². (норма существовала до конца 2009 года)
США, Скандинавские страны: 100 мкВт/см².
Временно допустимый уровень (ВДУ) от мобильных радиотелефонов (МРТ) для пользователей радиотелефонов в РФ определён 10 мкВт/см² (Раздел IV - Гигиенические требования к подвижным станциям сухопутной радиосвязи СанПиН 2.1.8/2.2.4.1190-03 «Гигиенические требования к размещению и эксплуатации средств сухопутной подвижной радиосвязи»).
В США Сертификат выдается Федеральной комиссией по связи (FCC) на сотовые аппараты, максимальный уровень SAR которых не превышает 1,6 Вт/кг (причем поглощенная мощность излучения приводится к 1 грамму ткани органов человека).
В Европе, согласно международной директиве Комиссии по защите от неионизирующего излучения (ICNIRP), значение SAR мобильного телефона не должно превышать 2 Вт/кг (при этом поглощенная мощность излучения приводится к 10 граммам ткани органов человека).
Сравнительно недавно в Великобритании безопасным уровнем SAR считался уровень равный 10 Вт/кг. Такая же примерно картина наблюдалась и в других странах.
Принятую в стандарте максимальную величину SAR (1,6 Вт/кг) даже нельзя с уверенностью отнести к «жестким» или к «мягким» нормам.
Принятые и в США и в Европе стандарты определения величины SAR (все нормирование микроволнового излучения от сотовых телефонов, о котором идет речь базируется только на термическом эффекте, то есть связанном с нагреванием тканей органов человека).
ПОЛНЫЙ ХАОС.
Медицина до сих пор пока не дала внятного ответа на вопрос: вреден ли мобильный/WiFi и насколько?
А как будет с беспроводной передачей электроэнергии СВЧ технологиями?
Тут мощности не ватты и мили ватты, а уже кВт…

Прим: Типичная WiMAX базовая станция излучает мощность на уровне приблизительно +43 дБм (20 Вт), а станция мобильной связи обычно передает на +23 дБм (200 мВт).


Теги:

  • Электроэнергия
  • СВЧ
  • PoWiFi
  • дроны
  • БПЛА
Добавить метки

Гироскопы предназначены для демпфирования угловых перемещений моделей вокруг одной из осей, либо стабилизации их углового перемещения. Применяются в основном на летающих моделях в случаях, когда необходимо повысить стабильность поведения аппарата или создать ее искусственно. Наибольшее применение (около 90%) гироскопы нашли в вертолетах обычной схемы для стабилизации относительно вертикальной оси путем управления шагом рулевого винта. Это обусловлено тем, что вертолет обладает нулевой собственной стабильностью по вертикальной оси. В самолетах гироскоп может стабилизировать крен, курс и тангаж. Курс стабилизируют в основном на турбореактивных моделях для обеспечения безопасного взлета и посадки, - там большие скорости и взлетные дистанции, а ВПП, как правило, узкая. Тангаж стабилизируют на моделях с малой, нулевой, либо отрицательной продольной устойчивостью (с задней центровкой), повышающей их маневренные возможности. Крен полезно стабилизировать даже на учебных моделях.

На самолетах и планерах спортивных классов гироскопы запрещены требованиями FAI.


Гироскоп состоит из датчика угловой скорости и контроллера. Как правило, они конструктивно объединены, хотя на устаревших, а также "крутых" современных гироскопах размешены в разных корпусах.

По конструкции датчиков вращения, гироскопы можно разделить на два основных класса: механические и пьезо. Точнее, сейчас делить особо уже не на что, потому что механические гироскопы полностью сняты с производства как морально устаревшие. Тем не менее, распишем и их принцип работы тоже, хотя бы ради исторической справедливости.

Основу механического гироскопа составляют тяжелые диски, закрепленные на валу электродвигателя. Двигатель в свою очередь имеет одну степень свободы, т.е. может свободно вращаться вокруг оси, перпендикулярной валу двигателя.


Раскрученные двигателем тяжелые диски обладают гироскопическим эффектом. Когда вся система начинает вращаться вокруг оси, перпендикулярной двум другим, двигатель с дисками отклоняется на определенный угол. Величина этого угла пропорциональна скорости поворота (те, кто интересуется силами, возникающими в гироскопах, могут поглубже ознакомиться с кориолисовым ускорением в специальной литературе). Отклонение мотора фиксируется датчиком, сигнал которого поступает на блок электронной обработки данных.

Развитие современных технологий позволило разработать более совершенные датчики угловых скоростей. В результате появились пьезогироскопы, которые к настоящему времени полностью вытеснили механические. Конечно, они по-прежнему используют эффект кориолисова ускорения, но датчики являются твердотельными, то есть вращающиеся части отсутствуют. В наиболее распространенных датчиках используются вибрирующие пластины. Поворачиваясь вокруг оси, такая пластина начинает отклоняться в плоскости, поперечной плоскости вибрации. Это отклонение измеряется и поступает на выход датчика, откуда снимается уже внешней схемой для последующей обработки. Самыми известными производителями подобных датчиков являются фирмы Murata и Tokin .

Пример типичной конструкции пьезоэлектрического датчика угловых скоростей дан на следующем рисунке.


У датчиков подобной конструкции есть недостаток в виде большого температурного дрейфа сигнала (т.е. при изменении температуры на выходе пьезодатчика, находящегося в неподвижном состоянии, может появиться сигнал). Однако достоинства, получаемые взамен, намного перекрывают это неудобство. Пьезогироскопы потребляют намного меньший ток по сравнению с механическими, выдерживают большие перегрузки (менее чувствительны к авариям), позволяют более точно реагировать на повороты моделей. Что касается борьбы с дрейфом, то в дешевых моделях пьезогироскопов есть просто регулировка "нуля", а в более дорогих - автоматическая установка "нуля" микропроцессором при подаче питания и компенсация дрейфа температурными датчиками.

Жизнь, однако, не стоит на месте, и вот уже в новой линейке гироскопов от Futaba (Семейство Gyxxx с системой "AVCS") уже стоят датчики от Silicon Sensing Systems , которые очень выгодно отличаются по характеристикам от продуктов Murata и Tokin. Новые датчики имеют более низкий температурный дрейф, более низкий уровень шумов, очень высокую виброзащищенность и расширенный диапазон рабочих температур. Это достигнуто за счет изменения конструкции чувствительного элемента. Он выполнен в виде кольца, работающего в режиме изгибных колебаний. Кольцо делается методом фотолитографии, как микросхема, поэтому датчик называется SMM (Silicon Micro Machine). Не будем углубляться в технические подробности, любопытные смогут найти все здесь: http://www.spp.co.jp/sssj/comp-e.html . Приведем лишь несколько фотографий самого датчика, датчика без верхней крышки и фрагмента кольцевого пьезоэлемента.


Типичные гироскопы и алгоритмы их работы

Наиболее известными производителями гироскопов на сегодняшний день являются фирмы Futaba , JR-Graupner , Ikarus , CSM , Robbe , Hobbico и т.д.

Теперь рассмотрим режимы работы, которые используются в большинстве выпускаемых гироскопов (всякие необычные случаи рассмотрим потом отдельно).

Гироскопы со стандартным режимом работы

В этом режиме гироскоп демпфирует угловые перемещения модели. Такой режим достался нам в наследство от механических гироскопов. Первые пьезогироскопы отличались от механических в основном датчиком. Алгоритм работы остался неизменным. Суть его сводится к следующему: гироскоп измеряет скорость поворота и выдает коррекцию к сигналу с передатчика, чтобы замедлить вращение, насколько это возможно. Ниже дается пояснительная блок-схема.


Как видно из рисунка, гироскоп пытается подавить любое вращение, в том числе и то, которое вызвано сигналом с передатчика. Чтобы избежать такого побочного эффекта, желательно на передатчике задействовать дополнительные микшеры, чтобы при отклонение ручки управления от центра, чувствительность гироскопа плавно уменьшалась. Такое микширование может быть уже реализовано внутри контроллеров современных гироскопов (чтобы уточнить, есть оно или нет - посмотрите характеристики устройства и руководство по эксплуатации).

Регулировка чувствительности реализуется несколькими способами:

  1. Дистанционная регулировка отсутствует. Чувствительность задается на земле (регулятором на корпусе гироскопа) и не меняется во время полета.
  2. Дискретная регулировка (dual rates gyro). На земле задается два значения чувствительности гироскопа (двумя регуляторами). В воздухе можно выбирать нужное значение чувствительности по каналу регулирования.
  3. Плавная регулировка. Гироскоп выставляет чувствительность пропорционально сигналу в регулирующем канале.

В настоящее время практически все современные пьезогироскопы имеют плавную регулировку чувствительности (а о механических гироскопах можно уже смело забыть). Исключение составляют только базовые модели некоторых производителей, где чувствительность устанавливается регулятором на корпусе гироскопа. Дискретная регулировка необходима только с примитивными передатчиками (где нет дополнительного пропорционального канала или нельзя выставить длительности импульсов в дискретном канале). В этом случае в канал регулирования гироскопа можно включить небольшой дополнительный модуль, который будет выдавать заданные значения чувствительности в зависимости от положения тумблера дискретного канала передатчика.

Если говорить о достоинствах гироскопов, реализующих только "стандартный" режим работы, то можно отметить, что:

  • Такие гироскопы имеют довольно низкую цену (вследствие простоты реализации)
  • При установке на хвостовую балку вертолета, новичкам проще выполнять полеты по кругу, так как за балкой можно особенно не следить (балка сама разворачивается по ходу движения вертолета).

Недостатки:

  • В недорогих гироскопах термокомпенсация сделана недостаточно хорошо. Необходимо вручную выставлять "ноль", который может сместиться при изменении температуры воздуха.
  • Приходится применять дополнительные меры по устранению эффекта подавления гироскопом управляющего сигнала (дополнительное микширование в канале управления чувствительности или увеличение расхода рулевой машинки).

Вот довольно известные примеры описанного типа гироскопов:

При выборе рулевой машинки, которая будет подключаться к гироскопу, следует отдавать предпочтение более быстрым вариантам. Это позволит добиться большей чувствительности, без риска, что в системе возникнут механические автоколебания (когда из-за перерегулирования рули начинают сами двигаться из стороны в сторону).

Гироскопы с режимом удержания направления

В этом режиме стабилизируется угловое положение модели. Для начала маленькая историческая справка. Первой фирмой, которая сделала гироскопы с таким режимом, была CSM. Режим она назвала Heading Hold. Поскольку название было запатентовано, другие фирмы стали придумывать (и патентовать) свои собственные названия. Так возникли марки "3D", "AVSC" (Angular Vector Control System) и другие. Такое многообразие может повергнуть новичка в легкое замешательство, но на самом деле, никаких принципиальных различий в работе таких гироскопов нет.

И еще одно замечание. Все гироскопы, которые имеют режим Heading Hold, поддерживают также и обычный алгоритм работы. В зависимости от выполняемого маневра, можно выбирать тот режим гироскопа, который больше подходит.

Итак, о новом режиме. В нем гироскоп не подавляет вращение, а делает его пропорциональным сигналу с ручки передатчика. Разница очевидна. Модель начинает вращаться именно с той скоростью, с которой нужно, независимо от ветра и других факторов.

Посмотрите блок-схему. По ней видно, что из управляющего канала и сигнала с датчика получается (после сумматора) разностный сигнал ошибки, который подается на интегратор. Интегратор же меняет сигнал на выходе до тех пор, пока сигнал ошибки не будет равен нулю. Через канал чувствительности регулируется постоянная интегрирования, то есть скорость отработки рулевой машинки. Разумеется, вышеприведенные объяснения весьма приблизительны и обладают рядом неточностей, но ведь мы собираемся не делать гироскопы, а применять их. Поэтому нас гораздо больше должны интересовать практические особенности применения подобных устройств.

Достоинства режима Heading Hold очевидны, но хочется особо подчеркнуть плюсы, которые проявляются при установке такого гироскопа на вертолет (для стабилизации хвостовой балки):

  • на вертолете начинающий пилот в режиме висения может практически не управлять хвостовым винтом
  • отпадает необходимость в микшировании шага хвостового винта с газом, что несколько упрощает предполетную подготовку
  • триммирование хвостового винта можно производить без отрыва модели от земли
  • становится возможным выполнение таких маневров, которые раньше были затруднены (например, полет хвостом вперед).

Для самолетов применение данного режима тоже может быть оправдано, особенно на некоторых сложных 3D-фигурах вроде "Torque Roll".

Вместе с тем следует отметить, что каждый режим работы имеет свои особенности, поэтому использование Heading Hold везде подряд не является панацеей. При выполнении обычных полетов на вертолете, особенно новичками, использование функции Heading Hold может привести к потере управления. Например, если не управлять хвостовой балкой при выполнении виражей, то вертолет опрокинется.

В качестве примеров гироскопов, которые поддерживают режим Heading Hold, можно привести следующие модели:

Переключение между стандартным режимом и Heading Hold производится через канал регулировки чувствительности. Если менять длительность управляющего импульса в одну сторону (от средней точки), то гироскоп будет работать в режиме Heading Hold, а если в другую - то гироскоп перейдет в стандартный режим. Средная точка - когда длительность канального импульса равна примерно 1500 мкс; то есть, если бы мы подключили на этот канал рулевую машинку, то она установилась бы в среднее положение.

Отдельно стоит затронуть тему применяемых рулевых машинок. Для того, чтобы добиться максимального эффекта от Heading Hold, нужно ставить рулевые машинки с повышенной скоростью работы и очень высокой надежностью. При повышении чувствительности (если скорость отработки машинки позволяет), гироскоп начинает перекладывать сервомеханизм очень резко, даже со стуком. Поэтому машинка должна иметь серьезный запас прочности, чтобы долго прослужить и не выйти из строя. Предпочтение стоит отдавать так называемым "цифровым" машинкам. Для самых современных гироскопов разрабатывают даже специализированные цифровые сервомашинки (например, Futaba S9251 для гироскопа GY601). Помните, что на земле, из-за отсутствия обратной связи от датчика вражений, если не принять дополнительных мер, то гироскоп обязательно выведет рулевую машинку в крайнее положение, где она станет испытывать максимальную нагрузку. Поэтому если в гироскоп и рулевую машинку не встроены функции ограничения хода, то рулевая машинка должна уметь выдерживать большие нагрузки, чтобы не выйти из строя еще на земле.

Специализированные самолетные гироскопы

Для применения в самолетах с целью стабилизации крена начали выпускать специализированные гироскопы. От обычных они отличаются тем, что имеют еще один канал внешней команды.

При управлении каждого элерона отдельным серво, самолетчики с компьютерной аппаратурой задействуют функцию флаперонов. Микширование происходит на передатчике. Однако контроллер самолетного гироскопа на модели автоматически определяет синфазное отклонение обоих каналов элеронов и не мешает ему. А противофазное отклонение задействуется в петле стабилизации крена - в ней присутствуют два сумматора и один датчик угловой скорости. Других отличий нет. Если элероны управляются от одного серво, то специализированный самолетный гироскоп не нужен, сгодится и обычный. Самолетные гироскопы делают фирмы Hobbico, Futaba и другие.

Касаясь применения гироскопов на самолете, нужно отметить, что нельзя использовать режим Heading Hold на взлете и посадке. Точнее, в тот момент, когда самолет касается земли. Это потому, что когда самолет находится на земле, он не может накрениться или повернуть, поэтому гироскоп выведет рули в какое-нибудь крайнее положение. А при отрыве самолета от земли (или сразу после посадки), когда модель имеет большую скорость, сильное отклонение рулей может сыграть злую шутку. Поэтому настоятельно рекомендуется использовать гироскоп на самолетах в стандартном режиме.

В самолетах эффективность рулей и элеронов пропорциональна квадрату скорости полета самолета. При широком диапазоне скоростей, что характерно для сложного пилотажа, необходимо компенсировать это изменение регулированием чувствительности гироскопа. Иначе при разгоне самолета система перейдет в автоколебательный режим. Если же задать сразу низкий уровень эффективности гироскопа, то на малых скоростях, когда он особенно нужен, от него не будет должного эффекта. На настоящих самолетах такое регулирование делает автоматика. Возможно, скоро так будет и на моделях. В некоторых случаях переход в автоколебательный режим органа управления полезен - при очень низких скоростях полета самолета. Многие наверное видели, как на МАКС-2001 "Беркут" С-37 показывал фигуру "харриер". Переднее горизонтальное оперение при этом работало в автоколебательном режиме. Гироскоп в канале крена позволяет делать самолет "несваливаемым на крыло". Подробнее о работе гироскопа в режиме стабилизации тангажа самолетов можно почитать в известной монографии И.В.Остославского "Аэродинамика самолета".

Заключение

В последние годы появилось много дешевых моделей миниатюрных гироскопов, позволяющих расширить сферу их применения. Простота инсталляции и низкие цены оправдывают использование гироскопов даже на учебных и радиобойцовых моделях. Прочность пьезоэлектрических гироскопов такова, что при аварии скорее испортится приемник или серво, чем гироскоп.

Вопрос о целесообразности насыщения летающих моделей современной авионикой каждый решает сам. На наш взгляд, в спортивных классах самолетов, - по крайней мере, на копиях, гироскопы все-таки со временем разрешат. Иначе невозможно обеспечить реалистичный, похожий на оригинал полет уменьшенной копии из-за разных чисел Рейнольдса. На хоббийных аппаратах применение искусственной стабилизации позволяет расширить диапазон погодных условий полетов, и летать в такой ветер, когда только ручное управление не в состоянии удержать модель.


Рис. 4. Влияние вращения земли и скорости полёта на видимое положение ротора гироскопа: а – ось ротора гироскопа в начальный момент установлена вертикально на экваторе; б – ось гироскопа в начальный момент установлена на широте; в – ось ротора гироскопа в начальный момент установлена горизонтально на полюсе Земли

Из рис. 3, б видно, что только го­ризонтальная составляющая вращения Земли вызывает кажущийся уход оси ротора гироскопа от направления истинной вертикали.

В общем случае ось ротора гироскопа непрерывно изменяет своё положение относительно связанных с Землёй координат. Поэтому при использовании свободного гироскопа для определения угловых положений и курса самолёта необходимо осуществлять непрерывную коррекцию, компенсирующую уход оси ротора гироскопа.

В качестве измерительного устройства, корректирующего кажущийся уход гировертикали, применяется жидкостный маятник.

При отсутствии ускорений с помощью маятника главная ось гироскопа выставляется вертикально. В те моменты, когда на маятник действуют ускорения, его отключают и гироскоп работает в режиме «памяти».

Устройство, с помощью которого маятник действует на гироскоп, называется системой маятниковой коррекции. Гироскоп с такой коррекцией называют гировертикалью.

В авиагоризонтах используется электролитический маятник (рис. 5), представляющий собой плоскую медную чашу 3, заполненную токопроводящей жидкостью 1 с большим удельным электрическим сопротивлением. Жидкости в чаше столько, что остается место для воздушного пузырька 2. Чаша закрыта крышкой из изоляционного материала, в которую вмонтировано четыре контакта 4, 5, 6, 7, пятым контактом является сама чаша.


Рис. 5. Электролитический маятник: 1-токопроводящая жидкость (электролит);

2- воздушный пузырек; 3-медная чаша; 4,5,6,7-контакты; 8 – изоляционная крышка

При отклонении оси ротора от вертикали пузырек воздуха перемещается (например, на угол γ) и электрические сопротивления между корпусом сосуда и противоположными электродами станут различными. Это вызовет появление коррекционного момента, под действием которого гироскоп прецессирует к вертикали.

Связав маятник с внутренней рамой карданова подвеса, и расположив по осям подвеса коррекционные двигатели, получаем гировертикаль с электромеханической маятниковой коррекцией (рис. 7).



Рис. 7. Гировертикаль с маятниковой коррекцией: 1-электролитический маятник;

2, 3-коррекционные двигатели

Чтобы не допустить погрешности в указании вертикали при полете с ускорением, предусмотрены выключатели цепей коррекции:

поперечной коррекции - при развороте самолета, цепи обмоток управления электродвигателей разрываются контактами выключателя коррекции при определенной величине угловой скорости разворота,

продольной коррекции - при линейных ускорениях летательного аппарата.

Арретирование гироскопов

При транспортировке неработающего гироскопического прибора на его детали будут непрерывно действовать значительные динамические усилия, для их уменьшения применяют приспособление, называемое арретиром или защелкой, с помощью которого у гироскопа в нужный момент уничтожаются две степени свободы.

Вывод: таким образом, электролитический (индукционный) маятник 1, действуя на гироскоп через коррекционные двигатели 2 и 3, все время будет приводить главную ось гироскопа к положению вертикали. При отключении коррекции гироскоп будет сохранять свое прежнее положение в пространстве с точностью, определяемой его собственными ошибками, например, за счет прецессии, вызванной моментами трения по осям карданова подвеса.