Датчики угловой скорости

Угловые скорости самолета при летных испытаниях измеряют одноименными гироскопическими датчиками. Чувствительным элементом датчика является гироскоп с двумя степенями свободы, одна из которых стеснена пружиной. Ротор гироскопа представляет собой высокооборотный электродвигатель постоянного или переменного тока. Принцип работы датчика угловой скорости основан на свойстве двухстепенного гироскопа совмещать ось собственного вращения с осью самолета. При этом датчик измеряет составляющую угловой скорости по одной из осей связанной системы координат самолета.

Схема преобразования сигнала в датчике может быть представлена в следующем виде: .

При постоянной угловой скорости самолета (например, ), корпус датчика также вращается с постоянной угловой скоростью вокруг измерительной оси ОУ, перпендикулярной к плоскости, в которой лежат ось вращения ОХ ротора гироскопа и ось вращения OZ рамки гироскопа. В результате возникает гироскопический момент М_Г, стремящийся совместить ось ротора гироскопа с измерительной осью. Величина этого момента (для малых углов поворота рамки гироскопа) равна произведению кинетического момента гироскопа на угловую скорость вращения вокруг измерительной оси. Гироскопический момент уравновешивается моментом пружины, возникающим при повороте оси ротора гироскопа (рамки гироскопа). Угол поворота рамки гироскопа относительно корпуса является мерой угловой скорости, с которой датчик вращается относительно измерительной оси. Преобразование угла поворота рамки в электрический сигнал U_эл осуществляется путем изменения сопротивления потенциометра или индуктивности . Самолетные датчики угловой скорости имеют собственную частоту 30...40 Гц и диапазон измерения до ±5 рад/с.

Датчики имеют, как правило, потенциометрические преобразователи угловых перемещений в электрический сигнал. Градуировочной характеристикой датчика является зависимость выходного относительного сопротивления от угловой скорости .

Датчики этого типа достаточно хорошо конструктивно и технологически разработаны, что обеспечивает им высокую надежность и хорошие метрологические характеристики. Гироскоп датчика заключен в герметичный кожух, заполненный гелием под небольшим давлением для уменьшения вентиляционных потерь. Корпус гироскопа, являющийся его рамкой, в свою очередь заключен в герметичный корпус датчика, заполненный демпфирующей жидкостью.

В суммарной погрешности датчиков доминирующей является инструментальная погрешность. Составляющие инструментальной погрешности датчиков угловой скорости определяются, в основном, точностью поддержания постоянства частоты вращения ротора источником питания гироскопа. К составляющим погрешности также относится нестабильность характеристик элементов датчиков в условиях эксплуатации, а также несбалансированность системы гироскопа. Уменьшить составляющие погрешности датчиков удается применением прецизионных стабилизированных по частоте источников питания, а также тщательным соблюдением технологии сборки узлов датчиков. Наибольший вклад в суммарную погрешность датчика вносит погрешность, определяемая наличием неизмеряемых составляющих угловых скоростей объекта.

Погрешность датчика угловой скорости, обусловленная влиянием неизмеряемых угловых скоростей самолета, может иметь место в следующем случае. При измерении датчиком угловой скорости измерительная ось датчика расположена в плоскости OYX и в прямолинейном полете совпадает с осью ОУ. Однако в процессе разворота самолета появляется угловая скорость , отклоняющая измерительную ось гироскопа датчика от оси OY на угол . Датчик при этом измеряет суммарную угловую скорость .

На практике измеряются, как правило, угловые скорости по всем трем осям самолета и вносятся соответствующие поправки. Знак поправки определяется направлением вращения ротора гироскопа основного датчика.

Если угловая скорость самолета непостоянна и изменяется, например, по гармоническому закону, то в показаниях датчика появляется динамическая погрешность. Для уменьшения этой погрешности необходимо (по аналогии с линейным акселерометром), чтобы частота собственных колебаний гироскопа в несколько раз превышала частоту изменения угловой скорости.

Из методических погрешностей следует отметить установочную погрешность датчика, обусловленную несовпадением направления измерительной оси гироскопа с базовыми метками на корпусе датчика. Она не должна превышать ±30'. Эта погрешность приводится обычно в паспорте датчика. Несовпадение базовых меток датчика с осью самолета не должно быть более ±30', а при точных измерениях – в пределах 5... 10'.

Установка датчиков угловой скорости осуществляется в соответствии с правилами, указанными в паспорте. Требования к технике монтажа аналогичны описанным выше требованиям к установке линейных акселерометров.