автореферат диссертации по приборостроению, метрологии и информационно-измерительным приборам и системам, 05.11.03, диссертация на тему:Аппаратурное и методическое обеспечение испытаний роторного вибрационного гироскопа для вращающегося носителя

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 ученой степени кандидата технических наук

0031741Б5

Москва, 2007 г

003174165

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 «КЕМ»

Ведущая организация ФГУП «Конструкторское бюро

машиностроения», г Коломна

Защита состоится « 7 » ноября 2007 г в 12 00 часов на заседании диссертационного совета Д 212141 19 в Московском государственном техническом университете имени НЭ Баумана по адресу 105005, г Москва, 2-я Бауманская ул , д 5, зал Ученого Совета

С диссертацией можно ознакомиться в библиотеке МГТУ им Н Э Баумана

Автореферат разослан « 3 » 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 НЭ Баумана, диссертационный совет Д 212 141 19

Ученый секретарь

диссертационного совета _____

доктор технических наук <" --—--Бурый Е В

ОБЩАЯ ХАРАКТЕРИСТИКА РАБОТЫ

Актуальность работы

Точность систем стабилизации и управления летательного аппа зата зависит от точности измерителей параметров движения (акселерометр >в, датчиков угловой скорости), а также от алгоритма обработки информаци я измерителей Летательные аппараты, как правило, эксплуатируется в широком диапазоне различных воздействий (вибрационные, ударные, температ /рные) Это приводит к погрешностям в показаниях измерительных прибор эв, что ухудшает работу систем стабилизации и управления полетом

Одним из путей повышения точности систем управления являе гея использование алгоритмической компенсации погрешностей навигаци энного прибора

Для этого необходимо знать

1 внешнее воздействие (например, температуру прибора),

2 модель погрешности прибора

В данной работе изложены принципы построения установки щя проведения статических скоростных и температурных испытаний датчике в вращения, относящегося к классу роторных вибрационных гироскопов (Р ЗГ), а, точнее, к подклассу роторных вибрационных гироскопов для вращаки (егося объекта Приборы этого подкласса — датчики угловой скорости, уста твли-ваются на объектах (зенитные ракеты, управляемые снаряды), имеющи х собственную постоянную скорость вращения вокруг продольной оси (обы шо 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 JI И Брозгуля, Ю Б Власова, М Н Лютого, В В Фатеева, В П Подчезерцева и А В Куле1 иова

Во время полета продольная ось ракеты под действием внешних аэродинамических сил может описывать конус Наличие такого движения ограничивает дальность полета и увеличивает рассеяние Одним из вари штов применения прибора является использование его в канале управлени i для демпфирования этих колебаний Ракета эксплуатируется в широком тем пера-турном диапазоне, а также имеет нестабильность собственной частоть вращения Эти факторы сказываются на выходном сигнале прибора

Существует ряд конструктивных решений данного прибора

1 датчик без обратной связи (датчик с магнитоиндукционным ; емп-фированием),

2 датчик с обратной связью,

3 микромеханический РВГ

Эти приборы дешевы и выпускаются большими партиями, но они имеют существенные систематические погрешности Для определения \ оде-

ли 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 объемов, 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 расчета 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 маг-нитоиндукционным демпфированием и предложены методы компенсации этих погрешностей

2 Для экспериментального исследования РВГ для вращающегося носителя созданы аппаратура и методика проведения исследований.

3 Проведен анализ возможных схем термостатирования, на основании этого разработана оригинальная система охлаждения и создана методика ее расчета

4 Разработана методика проектирования миниатюрной термокамеры, а также методика расчета ее тепловых полей при применении неявной схемы расщепления в прямоугольных и цилиндрических координатах для слож-носоставных объектов в случае нестационарных значений коэффициента теплопроводности, плотности и удельной теплоемкости

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 проведенных теоретических и экспериментальных исследований

1 создан и внедрен двухкоординатный стенд для испытаний роторных вибрационных гироскопов, устанавливаемых на вращающихся носителях (управляемые артиллерийские снаряды, зенитные ракеты ПЗРК), стенд оснащен термосистемой, способной обеспечивать ис-

пытуемому прибору температуру в диапазоне от минус 60 д) + 90°С со стабильностью ±0,05°С; на стенде были исследованы лриборы типа КЯБ-ЮО, 10*3-200 и КЯБ-ЗОО,

2 создана миниатюрная, прецизионная, широкодиапазонная ермока-мера,

3 создана оригинальная система охлаждения на жидком азоте,

4 разработано устройство, повышающее эффективность работ! I системы охлаждения,

5 создана компьютерная программа моделирования теплово) о поля сложносоставного объекта в прямоугольных и цилиндрическ* х координатах

Апробация результатов работы

Основные теоретические положения и результаты эксперимента 1ьных исследований обсуждались на

- научных семинарах кафедры "Приборы и системы ориентацш I, стабилизации и навигации" МГТУ им Н Э Баумана,

- IV Международной конференции по интегрированным навига дион-ным системам (Санкт-Петербург, 1997 г), II Научно-технич;ской конференции молодых ученых "Навигация и управление движением" (Санкт-Петербург, 2000 г); XXXI академических чтеншх по космонавтике "Актуальные проблемы российской космонавтики " (Москва, 2007 г )

Разработанный стенд прошел полный цикл испытаний на ка4едре ИУ-2 и с 1999 г применяется в промышленности Кроме того, термокамера, система термостатирования, соответствующие программное обеспечеши были использованы в одном однокоординатном стенде угловой скорости и 1 > пяти наклонно-поворотных стендах для испытания навигационных акселерометров

Публикации По теме диссертации опубликована одна статья и те: исы трех докладов

Структура и объём диссертационной работы Диссертация состой - из введения, трех глав, заключения, списка литературы и приложений Т< кст изложен на 403 машинописных страницах, включая 146 рисунков и 14 аб-лиц Список литературы содержит 70 наименований литературных источ никое

Основные положения диссертации, выносимые на защиту

1 Математическая модель температурных погрешностей и погрешностей от непостоянства скорости вращения носителя для РВГ с магнитоиндукци-онным демпфированием для вращающегося носителя

2 Методика проектирования системы термостатирования с применением охлаждения на жидком азоте, а также устройства и алгоритмы для пое ы-шения эффективности работы системы охлаждения

3. Методика проектирования миниатюрной термокамеры. Мятематическос моделирование тепловых полей термокамеры применитйщ>ш к сложиьш составным телам и прямоугольных и цилиндрически* координатах,

4. Цифровая автоматическая система управления термостатированием и имитатором вращения,

5. Испытательная установка и комплекс программного обеспечения.

СОДЕРЖАНИЕ РАБОТЫ

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

/ь ■{......

■ ' $

А : ' ^ '

Рис. I. РВГ без ОС. I - основание, 2 -- поетояшшй магнит, 3 — чувствительный элемент (латунная рамка и обмотка), 4 - опдры, 5 - гекштодвода, 6 - элементы магнитной системы, 7 - обмотка

В конструкции прибора без ОС (КЯЯ-ЮО) использован магнито-индукционный датчик угловой скорости колебаний чунстпельного ЭПШШ-та и мапшто-нн дукциопнос демпфирование угловых колебаний.

Уравнения движения чужп'йшель и ото элемента прибора (рамки) вокруг оси (»"'(О^)

Я,а + О/х + (С 5 - = = (Ц — А{ + Ву ур^ - П, ^ />1Й1 со$(<р0Г —&3)+Му1г

где МУ1 — момент вокруг оси подвеса 0У|, включающий момент трения и момент тяжения упругих токо иод водов, а также моменты, вызванные несбалансированностью рамки; — моменты инерции чувствительного элемента (рамки) относительно осей Г)а - удельный демпфирующий момент; ¿>,, 62 — углы, определяющие положение векторов угловой 4

скорости О, и углового ускорения П, носителя в плоскости чувствр тельно-сти, ф0 - угловая скорость снаряда (ракеты) вокруг продольной оси

В связанной с ракетой системе координат при установившихся хлебаниях чувствительного элемента прибора (П = сои^, П = 0 и <р0 = СО) 5/) выходной сигнал прибора определяется выражением

= КгтП, 51П(<-/У + врвг),

где КРВГ = - масштабный коэффициент прибора,

вРВГ = 9Х +7т! 2 - фазовый сдвиг выходного гармонического сигнала п эибора относительно гармонической проекции входной угловой скорости та ось чувствительности прибора - фазовый сдвиг угловых колебаний ч) встви-тельного элемента относительно гармонической проекции вектора в) одной угловой скорости на ось ОХ, прибора)

Прибор построен по схеме одноканального двухмерного да гчика, имеющего плоскость чувствительности и измеряющего проекцию В( ктора угловой скорости, на плоскость перпендикулярную продольной оси вращения объекта Чувствительный элемент прибора в одноосном подвесе пр я развороте объекта вокруг оси, перпендикулярной оси собственного враи ения, совершает угловые колебания с частотой, равной частоте вращения об1 .екта Амплитуда и фаза гармонических колебаний несут информацию о ве<торе угловой скорости Колебания чувствительного элемента датчика преоС разуются в электрический сигнал, который используется в канале управлет я полетом объекта

Далее во введении описаны существующие испытательные стендь , определены их недостатки, сформулированы цель диссертационной работы и основные решаемые в ходе исследований задачи, указано, в чем состой г научная новизна и какова практическая ценность полученных результатов

Основываясь на параметрах приборов и условия их эксплуатг ции, можно сделать вывод, что аппаратура для исследования подобных приб )ров при переменной температуре должна включать двухкоординатный скоростной стенд, состоящий из поворотного стола и имитатора вращения раке! ы, а также термокамеры, причем обязательно автоматизировать процесс исп .танин и обработку данных, так эти приборы выпускаются большими парти' [ми Термокамера должна быть минимального объема, внутри нее должен ра мешаться только прибор, так как поворотный стол и имитатор вращения нeJ 1ьзя подвергать воздействию низких или высоких температур, по причине в; ия-ния температуры на их точность и работоспособность.

Миниатюрная термокамера и вся система термостатирования помимо использования в составе аппаратуры для испытаний РВГ может применят ься в других испытательных установках Так близкие задачи приходиться реш пъ при исследовании температурного изменения масштабного коэффицие га

акселерометров и датчиков угловой скорости, построенных по иным схемам (на базе двухстепенного гироскопа, на базе твердотельного вибрационного гироскопа и т д)

Температурный диапазон эксплуатации РВГ составляет от минус 40 до + 70°С, 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 минус 60 до + 90°С

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

Масштабный коэффициент прибора

с, - Л, + д,

д,„

(ра к

рд 0

1(С1-А,-В1)2

А

1 + акЛГ (1

(р1+1

где кт - коэффициент передачи магнито-индукционного датчика скорости угловых колебаний чувствительного элемента при 20°С ,аК — температурный коэффициент сопротивления материала каркаса рамки, /? - средний обратимый температурный коэффициент индукции постоянного магнита

Фазовый сдвиг выходного гармонического сигнала прибора

в ГШ- (</><, ) = -- ага&\ ——\ >

2 {(С.-А.-В^ 1 + акА1° )

Как видно из приведенных 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

ЯК-рвг(<РО) =

Крвг(<Ро * <Роб) Крвг(Фоб)

1= <Ро Фоб

(СХ-АХ-ВХ)2( 1 +

О1о

(1

;+1

{С | —А\ — В1)

-1

П2ао

1 + акАГ 1(1

Абсолютная погрешность фазы

(<А, ) = О г иг (фа ) - {фн } =

= -ai'ctg

(1 + (С, - А, -

+ arclg

{\-fiA í°f

(С, - Л - 5 )рм J

......4-44........Ь-Ж &й*ък

10 11 12 13 и 15 16 17 18 10 21

да/с о0!с

Рис. 2, По)*решности параметров выходного сигнала в приоре КК8-100 при изменении Чйсгош вращения ракеты ог )0 до 20 об/с дон ряда температур: а - отнчентсшчая погрешность амплитуды; б — абсолютам погрешность фады

2. Температурные погрешности. Относительная температурная погрешность амплитуды при Д/° = I" -

Абсолютная температурная погрешность фазы при Д(° = í°~t°a \ЛП - вгк (ЛС У- 0) в1Ж{Ы° -

- —arcíg! i—-—---- + жс!р\ _—.—г2--

Л0+ «„АО (С, - л, - и, ) (JC, -Ах - В, )ф0

им*

Рис. 3. ¡Температурные погрешности параметров выходного сигнала в приборе KR,' -100 для ряда скоростей: вращения снаряд: а - относительная температурная по грешное! амплитуд^ 6 — абсолютная температурная л от рению с № фщы

Рассмотрены варианты компенсации погрешности от непостоянства скорости вращения ракеты, наиболее простым из которых является прим^не-

(П =

} - /1ЛГ

ние корректирующего звена в выходной электрической цепи прибора Так как применение корректирующего звена влияет на изменение (при изменении скорости вращения ракеты вокруг продольной оси) амплитуды и фазы выходного гармонического сигнала прибора, то введена методика оценки эффективности применения такого способа коррекции Применение корректирующего звена позволяет снизить диапазон изменения относительной скоростной погрешности в десять раз

Также рассмотрены варианты компенсации температурной погрешности прибора применение в выходной электрической цепи корректирующих элементов с термозависимыми характеристиками и алгоритмическая компенсация

Во второй главе изложены методы проектирования различных устройств и систем, входящих в состав стенда имитатора вращения, термокамеры, термосистемы и компьютерной системы управления

Имитатор вращения На стенде необходимо сымитировать вращение объекта Для этого предназначен имитатор вращения, который может поддерживать постоянную скорость вращения РВГ в диапазоне от 10 до 25 об/сек Конструкция имитатора включает в себя формирователь импульсов, состоящей из светодиодов, диска-шторки и фотодиодов, системы определения скорости вращения, расчетного устройства и усилительного буфера, управляющего двигателем Выбор параметров цифровой системы автоматического регулирования скорости вращения имитатора осуществлялся по условиям времени переходного процесса, а также из условий точности поддержания

Термосистема стенда Мировым лидером производства испытательных стендов с интегрированной термосистемой является фирма "Аци^ошс" Она выпускает стенды, оснащенные термокамерами большого объема и использующие парокомпрессорные холодильные машины (ХМ), а также применяется получение холода посредством расширения газов из баллонов высокого давления Термокамеры рассчитаны на работу до минус 50°С, стабильность поддержания температуры +/-1°С

В диссертации произведен анализ систем охлаждения Выделяются следующие типы системы охлаждения

- машинное охлаждение (парокомпрессорные ХМ, газовые ХМ, термоэлектрические ХМ)

- получение холода при помощи расширения газов из баллонов высокого давления (углекислый газ, азот),

- аккумуляторное охлаждение

Машинное охлаждение сложно и дорого В использовании сжатых газов есть ряд недостатков, баллоны массивны, их неудобно транспортировать, требуются управляемые клапаны высокого давления Таким образом, для данной системы термостатирования выбрали аккумуляторный способ полу-

чения холода, а именно, использование жидкого азота в сосуде Дьюа 1а Преимущества жидкого азота большая, по сравнению с углекисльш газом, удельная теплоемкость, дешевизна

Рис 4 Общая схема установки 1 - поворотный стол, 2 - термокамера, 3 - прибор КЯв-ЮО, 4 - кронштейн, 5 -имитатор вращения, 6 - кипятильник, 7 - штанга кипятильника, 8 - пневмомуфта, 9 - держатель, 10 - противовес, 11 - ручка включения вращения поворотного стола, 12 - регулятор скорости вращения поворотного стола, 13 - втулка выхода газа, 14 - сосуд Дьюара, 15 - датчик уровня азота, 16 — нагревательная обмотка кипятильника, 17 - клеммы коллектора, 18 - электронный бл< к, 19 -пневмокоммуникации, 20 - компьютер

Термосистема стенда имеет следующую конструкцию Миниатюрная термокамера закреплена на поворотном столе. На термокамере находят л нагреватель и термодатчики В сосуд Дьюара опущен кипятильник, содержащий нагревательную катушку и датчик уровня Пары азота, выходя из о >суда Дьюара, продвигаются по пневмокоммуникациям к термокамере и охл< жда-ют ее В таком варианте системы легко управлять тепловым потоком > каждения — надо лишь изменять мощность кипятильника

В системе для обеспечения качественной работы требуется произ! ести оптимизацию параметров термокамеры, системы охлаждения, а также щф-ровой системы управления температурой

Термокамера Конструкция термокамеры изображена на рис 5 Те >мо-камера на изолирующих стойках крепится к кронштейну имитатора Вн /трь термокамеры введен вал имитатора, на котором монтируется приборная платформа вместе с прибором Термокамера разборная, состоит из двух тетей В основании находится нагреватель и полупроводниковый термодат шк, измеряющий температуру термокамеры, съемная часть термокамеры кре1 шт-ся к основанию посредством резьбового соединения На съемной части I делано оребрение Газ обтекает термокамеру и выходит из нижней выпуск юй втулки На газовом входе термокамеры установлен проволочный датчик т ;м-пературы От внешней среды термокамера изолирована кожухом из пеног паста

Рис.5. Термокамера, 1 - поворотный стол, 2 - держатель прибора, 3 - прибор 18 100, 4 - кронштейн, 5 - вал имита-ц тора. 6 - термолзтчик ТД1, 7 - тсрмо-20 датчик ТД2. 8 - подшипник, 9 - держа-15 теки термокамеры, 10 - основание тер-мо-кнмсры, 11 — верхняя часть термокамеры, 12 - прокладки, 13 - нагреватель термокамеры, 14 — нтулка пиев-мов.холя, ) 5 - «гулка пкешоныхвда, 16 - термоизоляция термокамеры, нижняя несъемная чаеть, 17 - и неимокомм у пикании, 18— внутренняя часть термов изолирующего кожух;!, 19- юрмоичо-лируютт! кожух, 20 - фольга, 21 — распределитель газового выхода

Оптимизация конструкционных параметров термокамеры может производиться двумя способами: получение распределений температур математическим моделированием, и получение стационарного температурного распределения аналитическим способом.

Конструкция термокамеры должна обеспечивать равномерность теплового поля термокамеры, а также эффективный теплообмен с обтекающим азотом в режиме охлаждения.

При оптимизации выбираются следующие параметры: материалы корпуса термокамеры, термоизоляции, стоек, вапа, приборной части: толщина Стенки термокамеры и толщина термоизоляции.

Для получения аналитического описания температурного распределения корпус термокамеры разбивается на простейшие тела, для которых записываются частные случаи уравнения теплопроводности в цилиндрических координатах. Для полою цилиндра и двух дисков задаются граничные условия. теплообмен с окружающей средой учитывается введением объёмного источника теплоты. Таким образом, при переменных толщине стенки термокамеры и толщине термоизоляции получаем аналитические формулы, описывающие распределение температуры.

При тепловом расчёте термокамеры в режиме охлаждения выведена формула, определяющая минимальную температуру охлаждающего газа в зависимости от массового расхода газа при данной температуре термокамеры.

Параметры системы охлаждения. ПIгевмокоммуникации рассчитываются из условия обеспечения минимально необходимой температуры газа на выходе пневмокоммуникаций. Газ, продвигаясь ло п нов м оком му ни кап и и, нагревается тепловым потоком из внешней ^р-гды, Предельная температура газа на выходе пневмокоммуникаций зависит от массового расхода газа ш,,,

теплоёмкости газа с1Л,, общего термического сопротивления стенок гтневмо-кйммуййнации и температуры окружающей среды t°m:

г -г

*гых uNi W

-Vе«, -Л>>оч4 „

где - - общее термическое сопротивление стенок пневмоколп 1уника-циц я радиальном направлении, / Вт -

Формула, определяющая тепловой поток охлаждения, Шпуч( на как решение соответствующего дифференциального уравнения (для небольших значений массового потока, тепловой поток может определяться т упрощённой формуле):

Р = -

I - Слр)----

и

«й-

тис

Яр ) j

где /°2и - температура основания термокамеры; <хш — козффт циент конвективного геплоогвода в канале; -■ общая площадь теплообдена в каналах; т, — расчётный коэффициент для термокамеры; Л5Я - длина и тлин-Дра термокамеры.

Массовый расход азота в случае Использования кипятильника 1 рямо пропорционален мощности, выделяющейся в катушке кипятильника, и обратно пропорционален скрытой теплоте парообразования.

Повышены эффективноети систшы охлаждения. При применении жидкого азота возникает проблема наиболее полного использования его холодильного потенциала. Начальный вариант системы охлаждения заключался в использовании кипятильника жидкого азота, В силовой катушке кипятильника выделялась мощность, жидкий азот вскипал, пары из сосуда Дьюара поступали но

ЛЬг

8

Рис. 6. ЕишшвАЖ « et ¿уде Дыоара. 1 - сосуд Дьюара, 2 — внутренний канал пневмокоммуникапий. В штаЦ1.а кипятильника, 3 - кат; шка таком варианте не используется скрытая 'Jen- кипятильника, 4 - иодводшая лота парообразования азота. Для наилучшего трубокка, 5 - отверстие От л, 6 ~ использования холодильного потенциала жидкий азот, 7 - инжектор. 8 — прорабатывалось несколько конструктивных жидкого изо»

вариантов.

1, Выдавливание жидкого азота во внутренний капал 11 н св м о ко м м vi i и каш й.

2. Пропускание через жидкий азот другого газа.

3. Инжектирование. В сопле создаётся разница давлений, жидкий азот поднимается по трубочке и перемешивается а ттнндрическоЩ камере с газообразным азотом. Таким образом, насыицеиный жидкой фракцией газ поступает в диффузор, где тормозится и далее поступает во внутренний канал пневмо-коммуникация. Применение системы инжектирования позволяет снизить расход азота до 50% и сократите время готовности до 1 5 минут.

Моделирование тепловых палей термокамеры. Для отработки конструкции термокамеры применялось математическое моделирование тепловых полей термокамеры как в режиме нагрева, так и е режиме охлаждения. Вводилась сетка, в узлах которой было написано нестационарное уравнение теплопроводности в форме конечных разностей (для прямоугольных и цилиндрически* координат). Так как термокамера представляет собой тело, состоящее из разных материалов, то были получены разностные уравнения, позволяющие решать уравнения теплопроводности для случая переменных значений плотности, удельной теплоемкости и коэффициента теплопроводности. Разностное уравнение решалось как в явной схеме, так и к неявной схеме расщепления (неявная схема позволяет сократить время расчета примерно в 12 раз, но сравнению с явной). 13 ходе исследования было установлены параметры нарастания неравномерных ошибок расчётного теплового поля. Компьютерная позволяет получать распределение температуры в различных режимах для сложносоставных объектов.

Рис. 7. Стационарное тепловое иоле: а - при нагреве термокамеры на температуре 90flC: б - при охлаждении термог«1меры вд температуре минус Ш'С

CAP температуры. Цифровая система автоматического регулирования температуры разрабатывалась из требований по динамике, оптимизации расхода азота и стабильности температуры термокамеры. Система цпухкана.ш,-над-. канал натрйва и канал охлаждения. При стабилизации температуры термокамеры выше комнатной работает только нагреватель, при стабилизации температуры термокамеры ниже комнатной работают система Охлаждения и

система нагрева. Особое внимание при разработке системы уделяло! ь режиму охлаждения. Так как массовый расход газа и температура газа i а входе термокамеры связаны между собой, то это приводит к возникновению колебаний температуры газа, что, в свою очередь, приводит к колебанияí температуры термокамеры. Для подавления этих колебаний »водится под;истема слежения за температурой газа, которая не позволяет температуре г; за подниматься выше заданного значения. Вдобавок уводится нелинейная коррекция, использующая информацию с термодатчика газа. Корвектирозанный сигнал поступает в канал управления мощностью кипятильника,

В третьей главе приведены описание разработанной испытат гльноЙ установки, а также примеры использований термокамеры и системы тирмо сгатироваштя в наклонно-поворотных стендах для испытаний наиигацт онных акселерометров.

Рис;. К, Фотографии стенда да» испытаний 1'ВГ

Рис. НаклолнО-ШВоротнмй стенд для испытаний навигационных йкселер о метров ( íjm-мер использования разраоотгиШой тс рмй curre мы)

Экспериментальные данные работы имитатора вращений и сиск мы термоетатир овация в различных режимах (рис. 10), говорят о том, что ра: ра-ботанные системы полностью удовлетворяют поставленным требованиям.

Б главе приведены численные расчёты основных параметров прибора КБ-5-100 и точные формулы, описывающие модель погрешностей прибора от непостоянства скорости вращения снаряда вокруг продольной оси и модель Температурных погрешностей, г°,°С; Р,Вт

I

Рис. Щ Экспериментальные трафики работы системы термоетатированин. а - режим нагрева, б — режим охлаждения. 1 - температура на термодатчике обтекающего газа, 2 — температура термодатчика термокамеры, 3 - мощность нагревателя

Произведён расчет эффективности применения корректирующего звена в выходном каскаде прибора; это позволяет утверждать, что применение корректирующего звена снижает зависимость выходного сигнала прибора от изменения частоты вращения снаряда. Кроме того, рассмотрены способы компенсации температурной погрешности, 'Гак при применении электрических элементов с заданными температур»ими параметрами теоретическая относительная температурная погрешность амплитуды Зк_,,вг {Iе') будет в

диапазоне от минус 2,14 * 10~2% до 9,07 * ¡(Г'%; абсолютная погрешность фазы Да(0 будет в диапазоне от минус 0,40е до 0,45° (при частоте вращения снаряда 15 Гц).

В третьей главе изложена методика проведения испытаний роторных вибрационных гироскопов, которая включает порядок проведения испытаний и сбора данных, методы обработки первоначальных данных; на основании этой методики строится алгоритм работы программы, управляющей испытаниями приборов.

Экспериментальные данные для приборов типа КК8-] 00 доказывают;

1. Для приборов бед скоростной коррекции и для приборов со скоростной коррекцией относительное расхождение экспериментальной относительной погрешности (ЭОЛ) амплитуды с теоретическими данными не превышало 3%, а абсолютное расхождение экспериментальной абсолютной погрешнос ти (ЭАП) фазы с теоретическими данными не превышало 0,8° .

2. Для приборов без терм о коррекции и для приборов с тер мокоррекцией относительное расхождение температурной ЭОП амплитуды с теоретиче-

скими данными не превышает 5%, а расхождение температурной Э/ П фазы

с теоретическими данными не превышало 0,15°

В заключении сформулированы основные результаты и сделань общие

выводы по диссертации

1 Разработаны общие принципы конструирования аппаратуры для (спыта-ний навигационных приборов при температуре, изменяюще 1ся от минус 60 до +90°С, принципы включают в себя выбор типа оп ималь-ной системы термостатирования, разработку термокамеры и построение компьютерной системы управления испытательной установкой

2 Создан и внедрен стенд с имитатором вращения и миниатюрной те рмока-мерой для испытаний РВГ, кроме того, миниатюрная термокамера и вся система термостатирования, включая алгоритмы управления, был л применены при построении ряда наклонно-поворотных стендов для и:пыта-ний навигационных акселерометров

3. Разработана методика расчета термокамеры, методика расчета сютемы подачи хладагента от сосуда Дьюара через пневмокоммуникации с использованием поворотных муфт Проведено математическое модел фова-ние тепловых полей термокамеры с использованием неявной схем) ,1 расщепления при решении разностных уравнений теплопроводности п прямоугольных и цилиндрических координатах для сложносоставных с бъек-тов

4 Создано программное обеспечение, управляющее работой стенда и г роиз-водящее сбор и обработку данных Программное обеспечение позвэляет осуществить выход термокамеры на предельные температуры за минимальное время и поддерживать температуру термокамеры ниже ко шат-ной при минимальном расходе хладагента

5 Разработаны и экспериментально опробованы методы повышения эс| фек-тивности охлаждения, основанные на впрыске жидкого хладагента в I анал пневмокоммуникации

6 Для датчика вращения на основе роторного вибрационного гироскопг, устанавливающегося на вращающемся снаряде, в конструкции кото эого применяются магнитоиндукционное демпфирование и магнито-индукционный датчик скорости угловых колебаний чувствительного элемента, уточнены математическая модель погрешностей от непостоянства скорости вращения снаряда вокруг продольной оси и математическая модель температурных погрешностей Приборы данной конструкции (К 118100) прошли испытания на созданном стенде, были получены их эксш ри-ментальные характеристики, также было проведено большое количество экспериментов с датчиками вращения других типов

7 Технические параметры испытательной установки - Скорость вращения стола от 0,01 до 1100°/с

- Скорость вращения имитатора от 10 до 25 об I с

- Ошибка поддержания скорости вращения имитатора 1,24 %

- Диапазон температуры термокамеры от минус 60 до + 90°С

- Стабильность поддержания средней температуры внутренней поверхности термокамеры ±0,05 °С

- Абсолютная ошибка средней температуры внутренней поверхности термокамеры (оценка получена математическим моделированием при минимальной и максимальной температуре термокамеры) +1,0°С (прибор не вращается), ± 0,5°С (прибор вращается)

- Время выхода на максимальную температуру 90°С при комнатной температуре 20°С менее 25 минут

- Время выхода на минимальную температуру минус 60 °С при комнатной температуре 25°С менее 25 минут

В приложениях приведены конкретные численные расчеты элементов испытательной установки, подпрограммы работы системы автоматического регулирования скорости вращения имитатора и САР температуры термокамеры, описывается программное обеспечение, управляющее работой стенда, а также приводятся варианты использования системы термостатирования в других испытательных установках

Основные результаты диссертации опубликованы в следующих работах

1 Автоматическое оборудование для испытаний акселерометров /С Ф Коновалов, Б С Коновалов, Д В Майоров и др // Тез докл IV Международной конф по интегрированным навигационным системам -СПб, 1997 - С 9-17

2 Коновалов Б С , Майоров Д В Разработка миниатюрного термостата для испытаний навигационных приборов // Навигация и управление движением- Тез докл II Научно-техн конф молодых ученых - СПб, 2000 - С 20-127

3 New types of Vibrating Gyro for Rotating Carrier / В S Konovalov, S F Konovalov, A V Kuleshov et al // Vestnik Journal of the Bauman Moscow State Technical University Natural Sciences & Engineering - 2005 -Dedicated to the 175-th Anniversary of BMSTU Foundation -P 111-128

4 Коновалов Б С, Майоров Д В Термокамера для испытаний навигационных приборов // Актуальные проблемы российской космонавтики Труды XXXI академических чтений по космонавтике. - М, 2007 - С 314-315

Подписано к печати 27 09 07 Заказ № 677 Объем 1,0 печ л Тираж 100 экз Типография МГТУ им Н Э Баумана 105005, Москва, 2-я Бауманская ул , д 5 263-62-01

ВВЕДЕНИЕ

ГЛАВА 1. Роторный вибрационный гироскоп для вращающегося носителя. Основные систематические погрешности

1.1. Температурные погрешности прибора и погрешности прибора от непостоянства скорости вращения ракеты

1.2. Выводы

ГЛАВА 2. Оборудование для испытаний РВГ

2.1. Имитатор вращения. Система автоматического регулирования частоты вращения имитатора

2.2. Общие принципы разработки системы термостатирования

2.3. Выбор типа системы термостатирования

2.4. Термокамера

2.5. Комплексный расчёт термосистемы

2.6. Система газового охлаждения термокамеры

2.7. Повышение эффективности газового охлаждения термокамеры

2.8. Функциональная схема установки

2.9. Система автоматического регулирования температуры термокамеры

2.10. Температурные датчики

2.11. Кипятильник азота

2.12. Нагреватель термокамеры

2.13. Математическое моделирование тепловых процессов термокамеры ^1 у

2.14. Выводы

ГЛАВА 3. Экспериментальные исследования РВГ и работа испытательной установки

3.1. Описание установки

3.2. Имитатор вращения, термосистема. Работа систем регулирования. Экспериментальное исследование

3.3. Прибор KRS-100 и компенсация его основных погрешностей

3.4. Методика проведения испытаний. Результаты испытаний приборов

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), постоянно имеющих собственную 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 [47] обосновал возможность построения прибора по такой схеме. Данная тема была развита в работах JI. И. Брозгуля [4,5], Ю. Б. Власова [9,10], М. Н. Лютого [62], В. В. Савельева [33,36,37], В. В. Фатеева [61,62,70], В. П. Подче-зерцева [62,70] и А. В. Кулешова [18,61,70].

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. Таким образом, требуется аппаратура и методика температурных и статических испытаний приборов данного типа.

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 ракеты (при наличии переносной угловой скорости), совершает угловые колебания с частотой, равной частоте вращения объекта. Амплитуда и фаза гармонических колебаний несут информацию о векторе угловой скорости (фаза измеряется относительно гармонически изменяющейся проекции переносной угловой скорости на ось чувствительности прибора). Колебания чувствительного элемента датчика преобразуются в электрический сигнал, который используется в канале управления полётом объекта.

Существует ряд конструктивных решений данного прибора:

1. датчик без обратной связи;

2. датчик с обратной связью;

3. микромеханический РВГ.

Датчик без обратной связи (KRS-100).

Рассмотрим конструкцию прибора. Чувствительный элемент, выполненный в виде рамки, устанавливается в камневые опоры корпуса, который жестко связан с ракетой.

Рис. В.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

Системы координат, вводимые при рассмотрении прибора:

0^а7]аСа — абсолютная система координат; ОX0Y0ZQ - система координат, связанная с ракетой, но не участвующая в её вращении вокруг оси Z,(Z0); 0XlYlZ] - система координат, связанная с корпусом прибора и, соответственно, с ракетой, включая её вращение вокруг Z,(Z0); ОXYZ - система координат, связанная с ротором (рамкой).

Относительно системы координат ОX0Y0Z0 рамка имеет две степени свободы: она вращается вместе с корпусом и ракетой с угловой скоростью ф0 и может поворачиваться вокруг оси О У, на камневых опорах.

Демпфирование колебаний рамки осуществляется с помощью индукционных токов, наводимых в токопроводящем каркасе рамки. На корпусе прибора установлена магнитная система, включающая в свой состав постоянный магнит и магнитопровод, и система токоподводов, снимающих сигнал с катушки датчика угловой скорости, намотанной на каркасе рамки.

На чувствительной обмотке наводиться ЭДС, пропорциональная угловой скорости а колебаний рамки. Этот сигнал поступает на предварительный усилитель и потом на корректирующее звено, на выходе которого формируется окончательный сигнал, который используется в канале управления полетом.

Вращательное движение объекта, вектор угловой скорости которого лежит в плоскости, перпендикулярной оси вращения ракеты, вызовет сигнал на выходе прибора.

Рис. В.2. а - прибор на вращающемся снаряде, пара управляющих рулей должна быть повёрнута вокруг оси ОZ, относительно оси OXi на угол в' -вРВГ +я72 (добавка в к/2 возникает из-за того, что момент рулей приложен к вращающемуся объекту, под действием этого момента возникает поворот объёкта по перекрёстной оси); для прибора со съёмом сигнала по угловой скорости колебаний (KRS-100) угол разворота будет определятся формулой в'~врвг +л72-9{ +п « -94,5° + 180° «85,5°; для прибора со съёмом сигнала по угловому отклонению: 0' — врвг л-п 12-6Х + я72« -4,5°. б - рисунок, поясняющий возникновение колебаний чувствительного элемента а. б. а

Таким образом, пусть ракета, на которой установлен прибор, поворачивается со скоростью Q, вектор которой Q, лежит в плоскости Orja и направлен под углом Sx к оси 0£о. При появлении проекции угловой скорости Q[, возникает инерционный момент Минср, включающий в себя гироскопический и центробежный моменты [18]. Вектор момента лежит в плоскости %а0г/а и направлен перпендикулярно вектору Q,. Его проекция на ось 07, МинерП поворачивает рамку вокруг этой оси на угол а, а проекция на ось 0Хх МинерХХ компенсируется реакциями в опорах.

Поскольку рамка вместе с корпусом и ракетой вращается с собственной угловой скоростью ф0, проекция Мииер на ось 07, будет изменяться по гармоническому закону с частотой ф0. Собственно и рамка будет колебаться с частотой ф0. Амплитуда этих колебаний прямо пропорциональна величине измеряемой угловой скорости Q, = Q, , а фаза (в абсолютной системе координат) определяется углом 5Х, который составляет вектор Q, с осью 0£а в измерительной плоскости, и некоторым сдвигом фаз вх, возникающим в приборе.

Уравнения движения чувствительного элемента прибора (рамки) вокруг оси 07(07,) [18]

Вха + Daa + (С, - Ах )ф]а = = (С, - Ах+Вх )ф0 • Q, sin(<p</-Sx)-cos(p0t- S2)+MYX, где MYX - момент вокруг оси подвеса 07,, включающий момент трения и момент тяжения упругих токоподводов, а также моменты, вызванные несбалансированностью рамки; Ах, Вх, С, - моменты инерции чувствительного элемента (рамки) относительно осей 0Х, ,07, ,0Z,; Da - удельный демпфирующий момент; дх, д2— углы, определяющие положение векторов угловой скорости и углового ускорения носителя в плоскости чувствительности.

Вводятся обозначения: В, = (С, - Ах )ф1 и Н = {С, - А, + В, )ф0; сv0=Jb 0 / Вх — собственная частота незатухающих колебаний рамки;

Л = D относительный коэффициент затухания колебаний;

Р о

2 Л2 / б»,

О / V

-1 со, о У 1

2 \Л коэффициент динамичности; фазовый сдвиг угловых колебаний о J J чувствительного элемента относительно гармонического сигнала проекции вектора входной угловой скорости на ось 0Хх прибора.

В связанной с ракетой системе координат установившиеся колебания чувствительного элемента прибора при Q = const, Q = 0 и ф0 = const определяются выражениями [18]

Н Н а = Х—sin($b0f+ #!); а = Я—ф0О.{ sin(#>01 + 0{ + я72),

В,

В, о о где а — угол поворота чувствительного элемента (рамки) вокруг оси OF; а — угловая скорость колебаний чувствительного элемента.

Чувствительная обмотка прибора, намотанная на каркасе рамки, совершает в таком случае гармонические колебания в магнитном поле. При этом в обмотке наводится ЭДС, амплитуда которой пропорциональна амплитуде скорости угловых колебаний рамки прибора, а фаза на 90 градусов опережает фазу колебаний.

То есть на выходе прибора при постоянной проекции вектора переносной угловой скорости Q и постоянной скорости вращения ракеты ф0 получается гармонический сигнал, частота которого равна частоте вращения ракеты ф0, амплитуда пропорциональна произведению модуля Q, проекции вектора переносной угловой скорости и скорости вращения ракеты вокруг строительной оси ф0, то есть U™ ~О,1ф0, а фаза врвг =9Х +л72 (относительно гармонически изменяющейся проекции угловой скорости Q на ось ОЛ^) определяется фазовым сдвигом, формирующимся в приборе.

Передача сигнала от прибора к рулям происходит в связанной с ракетой системе координат, и для управления рулями используется мгновенное значение угловой скорости Q,, измеренное прибором.

В связанной с ракетой системе координат выходной сигнал прибора определяется выражением Vдых = KPBrQ.x + 9РВГ), где Крвг = - масштабный коэффициент прибора; врвг = + к / 2 - фазовый сдвиг выходного гармонического сигнала прибора относительно гармонической проекции входной угловой скорости на ось чувствительности прибора.

Прибор с обратной связью (KRS-200) [70]. сигнальная датчика обмотка

Рис. В.З. Прибор с ОС (КЗ - корректирующее звено) [70]

Чувствительный элемент этого гироскопа (Рис. В.З) представляет собой неэлектропроводящую рамку, на которой размещены две электрические обмотки. Одна из обмоток - сигнальная, предназначена для измерения угловой скорости а колебаний чувствительного элемента, другая - силовая, обеспечивает моментное воздействие на рамку. Обмотки соединены между собой с помощью усилителя. Таким образом, необходимая величина демпфирования в приборе обеспечивается посредством обратной связи.

Съем выходного сигнала осуществляется посредством магнитной системы по току в силовой обмотке с последующей его обработкой в корректирующем элементе. Таким образом, амплитуда выходного сигнала прибора в рабочем диапазоне изменения ф0 пропорциональна амплитуде колебаний чувствительного элемента, а, следовательно, и измеряемой угловой скорости.

Микромеханический РВГ (KRS-300) [70].

Прибор (Рис. В.4) представляет собой пластину из кремния, подвешенную в корпусе с помощью упругих торсионов. Пластина относительно корпуса имеет одну степень свободы, определяемую относительным углом поворота а. Y

Рис. В.4. Микромеханический РВГ. 1 - кремниевая пластина, 2 - упругие торсионы, 3 - дифференциальный ёмкостной датчик [70]

Угол а измеряется дифференциальным емкостным датчиком, подвижным электродом которого является кремниевая пластина, а неподвижными четыре электрода, напыленных на изолирующих подложках. Чувствительный элемент включает в себя пластину, торсионы и основание и представляет собой единую конструкцию, выполненную из кремния методом анизотропного травления. В микромеханическом датчике использован упругий подвес чувствительного элемента.

Приведём условия эксплуатации и параметры датчиков: линейные ускорения произвольной ориентации - 12 g; линейные ускорения по оси вращения - 70 g; удар в форме синусоиды длительностью 0,5 периода - 150 g, 6 мс; случайная вибрация произвольной ориентации - 5 g, от 20 до 2000 Гц; температура окружающей среды - от минус 40 до +70°С.

Таблица 1.

Параметры датчиков [70]

Тип РВГ

KRS-100 KRS-200 KRS-300

Диапазон измеряемых скоростей 300 7с 300 7с 300 7с

Габаритные размеры (мм) 030x15 без электроники 030x15 с электроникой 022x8 с электроникой

Масса 40 г 40 г 12 г

Рис. В.5. Прибор ICRS-100 со снятым кожухом

Рис. В.6. Прибор KRS-300 со снятым кожухом

Несмотря на широкое применение в ракетной технике такие приборы имеют погрешности, величина которых варьируется в зависимости от типа конструктивного исполнения и которые можно разделить по типам:

1. влияние на выходной сигнал нестабильности частоты вращения ракеты в широком диапазоне;

2. температурные погрешности.

Таким образом, основываясь на параметрах приборов и условия их эксплуатации, можно сделать вывод, что аппаратура для исследования подобных приборов при переменной температуре должна включать двухкоор-динатный 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 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 минус 40 до + 70°С, 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 минус 60 до + 90°С.

В настоящее время существует ряд фирм, которые выпускают испытательные стенды, оснащённые термокамерами. Лидером в этой области является фирма "Acutronic".

Для испытаний РВГ данного типа не получиться использовать стандартные двухосевые стенды, так как в стендах не обеспечивается достаточная скорость вращения по внутренней оси (25об/с • 360°/об = 9000°/с):

- двухосевой стенд фирмы "Acutronic" модель AC227D; максимальная скорость вращения по внутренней оси 1000° / с;

- двухосевой стенд фирмы "Acutronic" модель АС2267; максимальная скорость вращения по внутренней оси 1200° / с.

При использовании одноосевых стендов со стандартной термокамерой (например, модель АС 130-20), так как поворотный стол вращается внутри объёмной термокамеры, то оборудование, создающее вращение по второй оси, то есть имитатор вращения, приходится размещать внутри термокамеры, где это оборудование подвергается тепловым воздействиям в широком температурном диапазоне от минус 60 до + 90°С, что влияет на устойчивое функционирование этого оборудования.

Рис. В.7. Двухосевой стенд фирмы "Acutronic", модель AC277D

Рис. В.8. Двухосевой стенд фирмы "Acutronic", модель АС2267

В термокамерах фирмы "Acutronic" для создания отрицательных температур используется охлаждение, основанное на расширении сжиженных газов (углекислый газ, азот), находящихся в баллонах высокого давления. В последних моделях фирма предлагает термокамеры, в которых используется машинный принцип охлаждения. Переход на машинный принцип охлаждения связан с тем, что универсальные термокамеры большого объёма невыгодно охлаждать сжиженными газами. Однако использование машинного охлаждения приводит к ещё большому удорожанию стенда.

Типовая термосистема "Acutronic" имеет следующие показатели:

- температурный диапазон от минус 55°С до + 85°С;

- стабильность поддержания температуры ± 1 °С;

- скорость изменения температуры: при газовом охлаждении 5°С / мин (нагрев и охлаждение), при машинном охлаждении 1.5°С I мин (охлаждение) и 5°С / мин (нагрев).

Таким образом, проведя обзор существующего испытательного оборудования (обзор систем термостатирования приведён в разделе о разработке термосистемы), раскроем состав разрабатываемого стенда:

- поворотный стол для задания входной угловой скорости;

- имитатор вращения для имитирования вращения объекта, на котором данный прибор устанавливается;

- миниатюрная термокамера и система термостатирования;

- система управления работой стенда, система сбора и обработки информации, которые работают согласно алгоритмам, реализуемым в компьютерной программе.

Технические требования к стенду.

1. Скорость вращения стола от 0,01 до 300с.

2. Скорость вращения имитатора от 10 до 25 об /с .

3. Ошибка поддержания скорости вращения имитатора 2,5%.

4. Диапазон поддержания температуры термокамеры от минус 60 до 90°С .

5. Стабильность поддержания средней температуры внутренней поверхности термокамеры ± 0,1 °С.

6. Абсолютная максимальная ошибка средней температуры внутренней поверхности термокамеры (платформа внутри термокамеры не вращается) 2,0°С.

7. Максимальная разница температур на внутренней поверхности термокамеры (платформа внутри термокамеры не вращается) 2,2°С.

8. Температура окружающей среды + 20°С ± 10°С.

9. Время выхода на максимальную температуру 90°С должно составлять не более 25 минут при комнатной температуре 20°С.

10. Время выхода на минимальную температуру минус 60 °С должно составлять не более 25 минут при комнатной температуре 25°С.

Разрабатываемый стенд должен обеспечивать равномерное вращение стола (основания), то есть обеспечивать стационарное значение входной угловой скорости. Кроме того, управление стендом должно осуществляться от персонального компьютера с ОС WINDOWS® через стандартные интерфейсы.

Сформулируем цель данной работы как разработку 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.

Для достижения поставленной цели необходимо решить следующие научно-технические задачи:

1. теоретическое исследование основных погрешностей приборов данного типа;

2. разработку функциональной схемы стенда и его системы управления;

3. разработку имитатора вращения и системы регулирования скорости его вращения с использованием ЭВМ;

4. выбор системы термостатирования, теоретическое и экспериментальное исследования системы охлаждения термокамеры с использованием жидкого азота;

5. разработку конструкции термокамеры и методики её проектирования, математическое моделирование тепловых процессов в термокамере, необходимо создать программное обеспечение, позволяющее производить математическое моделирование теплового поля термокамеры в различных режимах;

6. разработка программного обеспечения (алгоритмы и конкретные программные блоки) для обеспечения работы стенда;

7. выработка методики испытаний, а также методики сбора и обработки данных, экспериментальные исследования погрешностей прибора.

Решение поставленных задач осуществлялось с использованием методов теоретической механики, теории автоматического регулирования, теории дифференциальных уравнений, методов теплотехники, методов математической физики, а также численных методов.

Актуальность работы.

Для различных навигационных приборов основная задача - повышение точности при различных внешних воздействиях. Наиболее универсальным способом являются предварительные испытания прибора, составление математической модели его погрешностей, что позволяет с помощью алгоритмов обработки данных, существенно повысить точность. Работа актуальна, поскольку направлена на разработку комплекса аппаратуры, алгоритмов и методик для испытаний РВГ для вращающегося носителя, а также соответствующие аппаратные и программные части могут быть применены и при разработке испытательной аппаратуры, предназначенной для других гироскопических приборов.

На защиту выносятся.

1. Математическая модель температурных погрешностей и погрешностей от непостоянства скорости вращения носителя для РВГ с магнитоиндук-ционным демпфированием для вращающегося носителя.

2. Методика проектирования системы термостатирования с применением охлаждения на жидком азоте, а таюке 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.

6. Методика проведения испытаний, сбора данных. Результаты экспериментальных исследований системы термостатирования и РВГ типа KRS-100.

Научная новизна работы.

1. Проведён анализ возможных схем термостатирования, на основании этого разработана оригинальная система охлаждения и создана методика её расчёта.

2. Разработаны методика проектирования миниатюрной термокамеры, а также методика и программное обеспечение для расчёта её тепловых полей при применении неявной схемы расщепления в прямоугольных и цилиндрических координатах для сложносоставных объектов в случае нестационарных коэффициенте теплопроводности, плотности и удельной теплоёмкости.

3. Разработаны цифровые системы автоматического регулирования: САР скорости вращения имитатора и двухканальная САР температуры термокамеры. На основании рассмотренных принципов построения систем регулирования с использованием ЭВМ разработаны алгоритмы управления испытательной установкой и обработки данных приборов.

4. Уточнена модель температурных и скоростных погрешностей РВГ с магнитоиндукционным демпфированием и предложены методы компенсации этих погрешностей.

5. Для экспериментального исследования РВГ для вращающегося носителя созданы аппаратура и методика проведения исследований.

Практическая ценность работы.

В результате проведённой работы разработана и внедрена установка для комплексных испытаний РВГ для вращающегося носителя. Исследованы приборы типа KRS-100, KRS-200 и KRS-300. Термокамера и система термо-статирования была использована в пяти наклонно-поворотных стендах для испытания навигационных акселерометров.

В первой главе для известной конструкции датчика с магнито-индукционным демпфированием выведены уточнённые формулы скоростной и температурной погрешностей; рассмотрены варианты снижения влияния переменной скорости вращения объекта вокруг продольной оси и температуры на выходные параметры прибора; введена оценка влияния корректирующего элемента на выходной сигнал прибора.

Во второй главе приведена структура САР скорости вращения имитатора, методы оптимизации параметров системы регулирования, а также ошибки, возникающие при базировании имитатора на поворотном столе. На основании проведённого анализа и классификации различных систем термостати-рования предложена система охлаждения, включающая в свой состав оригинальную миниатюрную термокамеру. Разработаны методика проектирования такой термокамеры, а также методика математического моделирования тепловых полей термокамеры, для чего было написано соответствующее программное обеспечения, использующее модернизированные алгоритмы расчёта тепловых полей для сложносоставных конструкций в режимах динамического управления мощностью объёмного источника теплоты. Далее в главе излагается методика проектирования системы охлаждения на жидком азоте и варианты повышения эффективности работы данной системы охлаждения. Для испытательной установки разработана САР температуры термокамеры, во второй главе рассматриваются этапы синтеза такой системы и выбираются оптимальные параметры системы.

В третьей главе приведены описание разработанной испытательной установки, экспериментальные данные работы имитатора вращения и системы термостатирования в различных режимах, а также конструкционные параметры прибора KRS-100, включая параметры корректирующего звена. В третьей главе изложена методика проведения испытаний роторных вибрационных гироскопов на данной установке, включающая в себя методику проведения испытаний и методику обработки данных.

В заключении сформулированы основные результаты и сделаны общие выводы по диссертации.

В приложениях приведены конкретные численные расчёты элементов испытательной установке, подпрограммы работы системы автоматического регулирования скорости вращения имитатора и САР температуры термокамеры, описывается программное обеспечение, управляющее работой стенда, а также приводятся варианты использования системы термостатирования в других испытательных установках.

выводы

В результате проведённых исследований получено следующее.

1. Для датчика вращения на основе роторного вибрационного гироскопа, устанавливающегося на вращающемся снаряде, в конструкции которого (датчика) применяются магнито-индукционное демпфирование и магнито-индукционный датчик скорости угловых колебаний чувствительного элемента, уточнены математическая модель погрешностей от непостоянства скорости вращения снаряда вокруг продольной оси и математическая модель температурных погрешностей. Приборы данного типа (KRS-100) прошли испытания на созданном стенде, были получены их экспериментальные характеристики; также было проведено большое количество экспериментов с датчиками вращения других типов.

2. Разработаны общие принципы конструирования аппаратуры для испытаний навигационных приборов при температуре, изменяющейся от минус 60 до + 90°С; принципы включают в себя: выбор типа оптимальной системы термостатирования, разработку термокамеры и построение компьютерной системы управления испытательной установкой.

3. Разработана методика расчёта термокамеры, методика расчёта системы подачи хладагента от сосуда Дьюара через пневмокоммуникации с использованием поворотных муфт. Проведено компьютерное математическое моделирование тепловых полей термокамеры с использованием неявной схемы расщепления при решении разностных уравнений теплопроводности в цилиндрических координатах для сложносоставных объектов при переменных коэффициенте теплопроводности, плотности и коэффициенте удельной теплоёмкости.

4. Разработаны и экспериментально опробованы методы повышения эффективности охлаждения, основанные на впрыске жидкого хладагента в пневмокоммуникации.

5. Разработана цифровая САР температуры термокамеры. Алгоритмы управления позволяют осуществить выход термокамеры на предельные температуры за минимальное время и поддерживать температуру термокамеры ниже комнатной при минимальном расходе хладагента. Создано программное обеспечение, управляющее работой стенда и производящее сбор и обработку данных.

6. Создан и внедрен стенд с имитатором вращения и миниатюрной термокамерой для испытаний РВГ. Кроме того, миниатюрная термокамера и вся система термостатирования, включая алгоритмы управления, были применены при построении ряда наклонно-поворотных стендов для испытаний навигационных акселерометров.

ЗАКЛЮЧЕНИЕ

В заключении отметим несколько важных моментов. При разработке нового прибора надо одновременно разрабатывать комплекс испытательного оборудования. Кроме того, при конструировании стендов стоит задача снижения стоимости оборудования и сроков производства. Поэтому особое внимание надо обращать на разработку электронного оборудования и программного обеспечения. Правильное распределение ресурсов между микроконтроллером и стандартным персональным компьютером, взаимодействие элементов системы управления через стандартные интерфейсы, применение промышленных интерфейсных карт - все это снижает стоимость стенда. На практике приходилось сталкиваться с фактами, что установка сделана "в металле", а из-за нерационального проектирования системы управления электроника и программное обеспечения в течение длительного времени претерпевают значительные переделки.

В диссертации изложены этапы разработки аппаратуры и методики для испытаний роторных вибрационных гироскопов, устанавливаемых на вращающихся носителях. Необходимо отметить, что при разработке внимание уделялось построению функциональной схемы установки, разбиению системы управления на аппаратные блоки, конструированию оригинальной термосистемы, включающей миниатюрную термокамеру, а также отработке программного обеспечения, исполняемого на персональном компьютере. Кроме того, некоторые элементы, например термосистему, можно использовать (что и было сделано на практике) в других стендах для испытаний гироскопических приборов.

1. Архангельский Н. А., Бирюков П. В. Алгоритмы решения некоторых линейных и нелинейных задач алгебры на ЭВМ. Аппроксимация в инженерных расчётах. - М.: МАИ, 1983. - 80 с.

2. Бендат Дж., Пирсол А. Измерение и анализ случайных процессов. -М.: Мир, 1971.-408 с.

3. Бесекерский В. А., Попов Е. П. Теория систем автоматического регулирования. М.: Наука, 1975. - 767 с.

4. Брозгуль Л. И., Смирнов Е. Л. Вибрационные гироскопы // История механики гироскопических систем: Сб. науч. работ. М.: Наука, 1975. - С. 43 -60.

5. Брозгуль Л. И., Смирнов Е. Л. Вибрационные гироскопы. М.: Машиностроение, 1970. - 214 с.

6. Буянкин В. М., Русаков В. М. Исследование и математическое моделирование микропроцессорного привода / Вестник МГТУ им. Баумана. Приборостроение. 2002. - №4. - С. 109 - 120.

7. Быков А. В., Калнинь И. М., Крузе А. С. Холодильные машины и тепловые насосы. — М.: Агропромиздат, 1989. 287 с.

8. Варгафтик Н. Б. Справочник по теплофизическим свойствам газов и жидкостей. -М.: Физматгиз, 1963. -710 с.

9. Власов Ю. Б. Гироскопы на новых физических принципах. Л.: Изд-во ЛЭТИ, 1976.-124 с.

10. Власов Ю. Б., Филонов О. М. Роторные вибрационные гироскопы в системах навигации. — Л.: Судостроение, 1980. 222 с.

11. Гейтс В. Вибрационный датчик угловой скорости // Электроника. -1968.-№ 12.-С. 31 -37.

12. Гироскопические системы: Учеб. пособие / Под ред. Д. С. Пельпора. — М.: Высшая школа, 1988. Часть И. - 424 с.

13. Гироскопические системы: Учеб. пособие / Под ред. Д. С. Пельпора. -М.: Высшая школа, 1988. Часть III. - 432 с.

14. Датчик угловых скоростей. Сравнительные лабораторные стендовые испытания: Отчет №24-129-2001 / КБМ; Руководитель М. Н. Лютый. -№ ГР 07700213; Инв. № А123870. Коломна, 2001. - 30 с.

15. Журавлев В. Ф. Теория вибрации гироскопов. М.: ИПМ АН СССР, 1972.-273 с.

16. Коновалов С. Ф., Кулешов А. В., Фролов Е. Н. Микромеханический вибрационный датчик угловой скорости для вращающегося носителя //Приборы и приборные системы: Сборник материалов Всероссийской научно-технической конференции. Тула, 2002. - С. 25 — 30.

17. Кошляков Н. С. Уравнения в частных производных математической физики. М.: Высшая школа, 1970. - 710 с.

18. Кулешов А. В. Роторный вибрационный гироскоп для вращающегося носителя: Дисс. канд. тех. наук. М., 2003. - 231 с.

19. Кулешов А. В. Роторный вибрационный гироскоп для вращающегося носителя: Автореферат дисс. канд. тех. наук. М., 2003. - 16 с.

20. Кутеладзе С. С. Основы теории теплообмена. Новосибирск: Наука, Сибирское отделение, 1979. -416 с.

21. Лазарев Л. П. Инфракрасные и световые приборы самонаведения и наведения летательных аппаратов. М.: Машиностроение, 1976. - 567 с.

22. Лазарев Л. П. Оптико-электронные приборы наведения. М.: Машиностроение, 1989. - 509 с.

23. Лойцянский Л.Г. Механика жидкости и газа. М.: Наука, 1987 - 840 с.

24. Локк А. С. Управление снарядами. М.: Физматгиз, 1958. - 775 с.

25. Материалы в приборостроении и автоматике: Справочник / Под ред. Ю.М. Пятина. -М.: Машиностроение, 1982. 528 с.

26. Материалы в приборостроении и автоматике: Справочник / Под ред. Э.А.Лодочникова, Ф. М. Юферова. М.: Энергия, 1969. - 612 с.

27. Меркулов А. П. Вихревой эффект и его применение в технике. М.: Энергия, 1977.-343 с.

28. Микулин Е. И. Криогенная техника. М.: Машиностроение, 1969. -216 с.

29. Михеев М. А., Михеева И. М. Основы теплопередачи. М.: Энергия, 1977.-342 с.

30. Орехов И. И., Тимофеевский JI. С., Караван С. В. Абсорбционные преобразователи теплоты. JL: Химия, 1989. - 208 с.

31. Постоянные магниты: Справочник / Под ред. Ю. М. Пятина. М.: Энергия, 1980.-486 с.

32. Потабенко Н. А. Численные методы. Решение задач линейной алгебры и уравнений в частных производных. М.: Издательство МАИ, 1997. - 90 с.

33. Распопов В. Я., Савельев В. В. Конструктивные схемы и элементы теории вибрационных гироскопов. Тула: Изд-во ТПТИ, 1979. - 131 с.

34. Репников А. В., Сачков Г. П., Черноморский А. И. Гироскопические системы. М.: Машиностроение, 1983. - 320 с.

35. Розенвассер Е. Н., Володов С. К. Операторные методы и колебательные процессы. М.: Наука, 1985. - 309 с.

36. Савельев В. В. Гироскопы, гироскопические приборы и системы. -Тула: Изд-во ТулПИ, 1989. 340 с.

37. Савельев В. В. Теория и расчет гироприборов. Вибрационные и гидродинамические гироскопы. Тула: Изд-во ТПТИ, 1985. - 273 с.

38. Самарский А. А. Теория разностных схем. — М.: Наука, 1983. 615 с.

39. Сейвет П. Динамика идеальных подвесов в применении к вращающимся в пространстве телам // Механика: Сб. пер. 1967. - №5. -С. 48-49.

40. Сергеев В. В., Булыгина Т. И. Материалы для постоянных магнитов. -М.: Информэлектро, 1974. 225 с.

41. Скучик Е. Простые и сложные колебательные системы / Под ред.

42. JI.M. Лямшева. -М.: Мир, 1971. 557 с.

43. Соболев С. JI. Уравнения математической физики. М.: Наука, 1992. -431 с.

44. Создание серии чувствительных элементов для управления вращающимся носителем: Конкурсная работа на соискание премии НИР имени МГТУ /МГТУ им. Н. Э. Баумана; Руководитель С. Ф. Коновалов. -№ ГР 0515176; Инв № Б121312 -М, 2001. 90 с.

45. Стреттон Э., Хант Дж. Чувствительность вибрационных гироскопов к ускорениям // Проблемы гироскопии. М.: Мир, 1967. - С. 152 - 165.

46. Суханов Б. Н. О повышении точности двумерного одноканального измерителя угловых скоростей // Прикладная гироскопия. Д.: Изд-во ЛГУ, 1974.-С. 42-48.

47. А. с. № 108731 СССР. Гироскопический измеритель угловой скорости /А.И.Сучков//Б. И.- 1957.-М 12.

48. Тафт В. А. Основы спектральной теории и расчет цепей с переменными параметрами. М.: Наука, 1964. - 206 с.

49. Тафт В. А. Электрические цепи с переменными параметрами. Л.: Энергия, 1968.-327 с.

50. Теория тепломассообмена / С. И. Исаев, И. А. Кожинов, В.И. Кофанов и др.; Под ред. А. И. Леонтьева. М.: Высшая школа, 1979. - 495 с.

51. Тепловые и конструктивные расчёты холодильных машин / Под ред. И.А.Сакуна. Л.: Машиностроение, 1987. - 420 с.

52. Теплообменные устройства газотурбинных и комбинированных установок / Н. Д. Грязнов, В. М. Епифанов, В. JI. Иванов и др. М.: Машиностроение, 1985. - 355 с.

53. Теплотехника / А. М. Архаров, С. Н. Исаев, И. А. Кожинов и др.; Под ред. В. И. Крутова. М.: Машиностроение, 1986. - 432 с.

54. Теплотехника / А. П. Баскаков, Б. В. Берг, О. К. Витт и др.; Под ред. А.П.Баскакова. М.: Энергоиздат, 1991. - 224 с.

55. Теплотехника / В. Н. Луканин, М. Г. Шатров, Г. М. Камфер и др.; Под ред. В. Н. Луканина. М.: Высшая школа, 1999. - 671 с.

56. Теплофизические основы получения искусственного холода: Справочник/Под. ред. А. В. Быкова. М.: Пищ. пром-сть, 1980. - 231 с.

57. Техническая термодинамика / Под ред. В. И. Крутова. М.: Высшая школа, 1981. - 560 с.

58. Тимошенко С. П. Сопротивление материалов.-М.: Наука, 1965.-363 с.

59. Тимошенко С. П., Янг Д. X., Уивер У. Колебания в инженерном деле. -М.: Машиностроение, 1985. -473 с.

60. Трение, изнашивание и смазка: Справочник / Под ред. И. В. Крагельского, В. В. Алисина. М.: Машиностроение, 1978. - Том 1. - 400 с.

61. Фатеев В. В., Кулешов А. В., Носов Н. А. Поведение роторного вибрационного гироскопа для вращающегося носителя при наличии угловых колебаний // Вестник МГТУ им. Баумана. Приборостроение. 2002. - № 3. -С. 81-94.

62. Фатеев В. В., Подчезерцев В. П., Лютый М. Н. Вибрационный датчик угловой скорости // Вестник МГТУ им. Баумана. Приборостроение. 1999. -№ 1.-С. 58-68.

63. Феодосьев В.И. Сопротивление материалов.- М.: Наука, 1986. 512 с.

64. Феодосьев В.И., Синярев Г. Б. Введение в ракетную технику. М.: Оборонгиз, 1960.-286 с.

65. Физические величины: Справочник / Под ред. И. С. Григорьева, Е.З.Мелихова-М.: Энергоиздат, 1991. 1232 с.

66. Хандельсман Ю. М. Камневые опоры. — М.: Машиностроение, 1973. — 152 с.

67. Холодильные машины / А. В. Бараненко, В. И. Пекарев, И .А. Сакун и др.; Под ред. Л. С. Тимофеевского СПб.: Политехника, 1997. - 992 с.

68. Холодильные машины: Справочник / Под. ред. А. В. Быкова. М.: Лекгая и пищ. пром-сть, 1982. - 224 с.

69. Холодильные машины: Учебник / Под ред. Н. Н. Кошкина. Л.: Пищ. пром-сть, 1973. - 512 с.