Содержание
Введение
1. Теоретическая часть
1.1 Обзор научно технической и патентной литературы
1.2 Описание конструкции и принципа действия
1.3 Уравнения движения гировертикали
2. Расчетная часть
2.1 Выбор типа гиродвигателя
2.2 Габаритные размеры
2.3 Расчет массы и момента инерции вращающихся частей
2.4Расчет максимального момента
2.5 Определение основных параметров гиромотора
2.6 Индукция в воздушном зазоре
2.7 Обмоточные данные статора
2.8 Расчет магнитной цепи
2.9 Параметры схемы замещения
2.10 Механическая характеристика
2.11 Уточнение кинетического момента. Расчет времениразбега
Заключение
Список использованной литературы
Приложение
Введение
Гироскопические вертикали (гировертикали) предназначены дляопределения направления истинной вертикали на движущихся объектах. Являясьодним из приборов системы ориентации подвижного объекта, они применяются какдатчики углов крепа и тангажа летательного аппарата (или датчики аналогичныхуглов па других движущихся объектах) и служат для создания на движущемсяобъекте площадки, стабилизированной в плоскости горизонта.
Снимаемые с измерительных осей прибора электрические сигналыиспользуются в пилотажных, навигационных, радиолокационных системах, визуальныхуказателях и т. п.
Гироскопические приборы, применяемые непосредственно длявизуального определения положения самолета относительно плоскости горизонта,называют авиагоризонтами. На неподвижном относительно Земли основаниинаправление истинной вертикали можно определить, например, с помощьюкороткопериодического физического маятника или уровня. Однако плечо короткопериодическогомаятника, установленного на движущемся объекте, отклоняется к направлениюкажущейся вертикали.
При некоторых эволюциях самолета (вираж, петля) погрешноститакого маятника практически могут достигать нескольких десятков градусов иболее. Поэтому он непригоден для непосредственного определения и заданиянаправления истинной вертикали.
В отличие от маятника астатический гироскоп менее подвержендействию ускорений и сохраняет неизменным направление главной оси винерциальном пространстве. Если главную ось астатического гироскопа установитьпо направлению истинной вертикали, то с течением времени она отклонится отвертикали вследствие суточного вращения Земли и перемещения объектаотносительно нее. Кроме того, гироскоп не свободен от моментов сопротивления восях подвеса, которые вызывают его прецессию от первоначального положения.Такой гироскоп может использоваться в качестве гировертикали лишь ограниченноевремя. Для придании ему избирательности к направлению истинной вертикалииспользуется физический маятник, который, либо непосредственно действует нагироскоп за счет смещения центра масс последнего (гиромаятник), либоиспользуется как чувствительный элемент, управляющий прецессией гироскопа иосуществляющий его коррекцию.
Гировертикали, сочетающие астатический гироскоп с коррекциейот маятникового чувствительного элемента, позволяют создать динамическуюсистему, обладающую избирательностью маятника и безынерционпостью прецессиигироскопа, достаточно низкочастотную, и, следовательно, менее подверженнуюдействию кратковременных либо быстро меняющихся ускорений, чем физическиймаятник, используемый отдельно. Такие схемы построения гировертикали получилиширокое распространение. Объектом исследования является гировертикаль.
Цель работы: изучить конструкцию и принципдействия гировертикали, рассчитать основные параметры гиромотора, применяемого в данномустройстве.
Описывается конструкция, принцип действия и уравнениядвижения. Проведен расчет основных параметров гиромотора, используемого в данномустройстве.
В процессе выполнения курсовой работы использовалисьсовременные программные средства такие, как «Компас 3D V11».
1. Теоретическая часть/>/>/>/>/>/>1.1 Обзор научно-технической и патентной литературы
Обзор был проведен для России. Результатпатентного поиска приведен в таблице 1.
Таблица 1. Тенденция развития данного видатехники.Основные тенденции развития Источники информации, подтверждающие тенденции и направление поиска Формула изобретения Устройство стабилизации, ускоренного восстановления и контроля силовой гироскопической вертикали
Номер патента:72934
Класс(ы) патента:G01C19/54
Номер заявки: 2000108294/28
Дата подачи заявки: 03.04.2000
Дата публикации: 27.08.2001
Заявитель(и): Казанский государственный технический университет им. А.Н. Туполева
Автор(ы): Белаид М.М.; Кривошеев С.В.; Огородникова Н.Н.
Патентообладатель(и): Казанский государственный технический университет им. А.Н. Туполева
Изобретение предназначено для быстрого приведения платформы силовой гировертикали в плоскость местного горизонта и для контроля исправной работы контуров силовой стабилизации. Устройство содержит узел формирования управляющих напряжений контуров стабилизации и ускоренного восстановления, содержащий два идентичных контура, каждый из которых состоит из параллельно включенных компараторов, выходы которых подключены на входы суммирующего усилителя, на вход которого подключен предварительный усилитель датчика углов гироскопа поперечной (продольной) коррекции. Навходыкомпараторовподключенымаятниковые чувствительные элементы
Выход суммирующего усилителя соединен через усилитель мощности со стабилизирующим мотором. Контроль работоспособности контуров стабилизации осуществляет узел логического контроля, состоящий из четырех компараторов, соединенных с четырехвходовым элементом ИЛИ, который подключен к аналоговому коммутатору ОТКАЗ непосредственно и к аналоговому коммутатору ИСПРАВНОСТЬ — через логический элемент НЕ, по сигналам предварительных усилителей, соединенных со входами соответствующих компараторов. Управляет работой задатчик, обеспеч. два режима работы: ускоренного восстановления с блокировкой работы узла логического контроля и силовой стабилизации с автоматическим контролем работы контуров силовой стабилизации. Устройство повышает надежность и точность работы систем стабилизации, ускоренного восстановления и контроля. 1 з.п.ф-лы, 3 ил. Устройство коррекции гировертикали Номер патента: 2145057 Класс(ы) патента: G01C19/54 Номер заявки: 98114891/28 Дата подачи заявки: 21.07.1998 Дата публикации: 27.01.2000 Заявитель(и): Казанский государственный технический университет им.А.Н.Туполева; Авиационный научно-технический центр «Авионика» Автор(ы): Кривошеев С.В.; Терехова Е.В.; Чарышев Ш.Ф. Патентообладатель(и): Казанский государственный технический университет им.А.Н.Туполева; Авиационный научно-технический центр «Авионика» Устройство предназначено для использования в гироскопической технике. Устройство содержит выключатели продольной и поперечной коррекции, вычислительное устройство, коррекционные моторы, задатчик ускоренного восстановления. Два управляемых коммутатора по сигналам маятниковых чувствительных элементов, выключателей коррекции и блока реверса управляют приводными двигателями. Третий управляемый коммутатор по сигналам чувствительных элементов и задатчика управляет коррекционными моторами. Обеспечивается повышение точности гировертикали за счет использования моментов сил сухого трения трехколечных шарикоподшипников и вращающихся коллекторных токоподводов для коррекции. 2 ил. Способ измерения углов поворота движущегося с ускорением аппарата с помощью гировертикали и устройство для его осуществления
Номер патента:38017
Класс(ы) патента:G01C19/44
Номер заявки:115438/28
Дата подачи заявки:.08.1998
Дата публикации:.09.1999
Заявитель(и): Тульский государственный университет
Автор(ы): Распопов В.Я.; Горин В.И.; Анисимова Н.А.; Горин А.А.
Патентообладатель(и): Тульский государственный университет Способ и устройство предназначены для определения истинной вертикали на движущихся или неподвижных объектах. Устройство предназначено для использования в качестве датчиков крена и тангажа летательных аппаратов. Накладывают ограничения на степени свободы гироскопической системы. Обнуляют ее кинетический момент. Одновременно подсоединяют физический маятник к карданову подвесу. Гироскопическую систему приводят посредством физического маятника к вертикали на участке траектории без ускорений. Перед началом движения аппарата с ускорением снимают ограничения на степени свободы гироскопической системы. Востанавливают ее кинетический момент и одновременно отсоединяют маятниковость. Получают информацию об угловом положении аппарата с датчиков угла. Внутренняя рама выполнена в виде полого цилиндра с вертикальной осью. Внутри цилиндра установлены друг над другом два трехстепеных гироскопа, у которых векторы кинетических моментов направлены встречно по вертикали. Оси кардановых подвесов расположены ортогонально друг к другу. Кожухи гироскопов соединены шарниром. На верхнем торце цилиндра размещен якорь соленоидного электромагнита, корпус которого имеет возможность перемещения в сторону кожуха гироскопа. На нижнем торце цилиндра установлен соосно с ним колпак в виде сферической оболочки с центром, совпадающим с центром подвеса устройства. На корпусе под сферическим колпаком установлен второй электромагнит. Обеспечивается уменьшение времени приведения к вертикали, повышение точности и надежности измерений, уменьшение габаритов. 2 с. п. ф-лы, 1 ил. Гировертикаль
Frederick D. Braddon, Babylon, N.Y.,
Assignor to The Sperry Corporation, a corporation of Delaware
Application
July 21.1947.
Serial No. 762,294
Это изобретение касается гировертикалей.
Объект изобретения состоит в том, чтобы обеспечить подобный прибор, приспособленный, включать стабилизирующуюся платформу.
Особенность изобретения состоит в расположении незначительной оси рамки ротора прибора, располагаемого на главной оси рамки.
Дальнейшая особенность Изобретения состоит в предоставлении установки для того, чтобы поддержать ротор гироскопа, расположенным вертикально, чтобы вращатьсяотносительно оси перпендикулярной к вертикальному самолету.
Другая особенность обеспечена связями механизма между рамой ротора и подвижными элементами.
1.2 Описание конструкции и принципа действия
Типичная схема гировертикали с радиальнойкоррекцией представляет собой трехстепенной астатический гироскоп в кардановомподвесе. Оси карданова подвеса – горизонтальны, главная ось гироскопа –вертикальна. Наружную ось карданова подвеса ориентируют параллельно продольнойоси объекта. На кожухе гироскопа устанавливают два маятниковых
Чувствительных элемента М1 и М2 сэлектрическим выходом. Их сигналы используют для коррекции гироскопа.
/>
Рисунок 1. Гировертикаль с радиальнойкоррекцией.
Маятниковый элемент М1 выдает сигнал,зависящий от наклона главной оси гироскопа относительно вертикали, вызванногоповоротом гироскопа вокруг оси наружной рамки подвеса. Маятниковый элемент М2дает сигнал, зависящий от наклона гироскопа, вызванного поворотом вокруг осивнутренней рамки. Сигнал маятникового элемента М1 подается на датчик моментаДМ1, установленный на оси внутренней рамки, а сигнал маятникового элемента М2 –надатчик момента ДМ2, установленный на оси наружной рамки. Моменты прикладываемыек гироскопу датчиками моментов ДМ1 и ДМ2, отличаются от маятниковых моментов вгиромаятнике перекрестной связью. Это следует понимать так. Если главная осьгироскопа отклонена от вертикали вследствие поворота гироскопа, например вокругнаружной оси подвеса, то в гиромаятнике к гироскопу прикладывается маятниковыймомент вокруг той же оси наружной рамки. Этот момент вызывает прецессионноедвижение гироскопа вокруг оси внутренней рамки. В ГВ с радиальной коррекциейпри повороте гироскопа вокруг наружной оси подвеса с помощью датчика моментаДМ1 создается момент вокруг внутренней оси подвеса. Этот момент вызываетпрецессионное движение гироскопа вокруг наружной оси подвеса, котороепрекращается, когда сигнал маятникового элемента обратится в ноль, т. е. когдаглавная ось гироскопа совместится с вертикалью.ГВ с РК имеет общий с гиромагнитнымкомпасом принцип построения прибора.
Как в ГВ, т. к. и в ГМК используютастатический гироскоп, корректируемый внешним чувствительным элементом, имеющимпозиционный момент взаимодействия с полем Земли. В результате этоговзаимодействия чувствительный элемент системы коррекции занимает определенноеположение равновесия в земной системе координат и через систему коррекцииприводит в это положение главную ось гироскопа.
Если главная ось Oz гироскопа отклонена отнаправления истинной вертикали на угол α, то с маятникового элемента 6снимается управляющий сигнал, являющийся функцией угла α, которыйпоступает на коррекционный двигатель 2, создавая момент М, действующий вокругоси кожуха гироскопа. При этом ось Oz гироскопа прецессирует к истинной вертикали.Аналогично работает система коррекции, состоящая из маятника 5 и коррекционногодвигателя 3, при отклонении оси Oz гироскопа относительно истинной вертикали наугол β. По характеру зависимости момента коррекции от угла отклонения осиOz гироскопа относительно направления Истинной вертикали, фиксируемогомаятниковым чувствительным элементом, различают следующие основные типыкоррекции гировертикалей:
— пропорциональная (линейная), когдакорректирующий момент пропорционален углу отклонения гироскопа;
— постоянная (релейная), когда величинамомента коррекции постоянна, а его знак изменяется при изменении знака углаотклонения гироскопа;
— смешанная (линейная с ограничением),когда в диапазоне углов ±Ф коррекция пропорциональная, а за пределами этойобласти — постоянная.
гироскопическийтангаж вертикаль индукция
/>
Рисунок 2. Характеристики коррекциигировертикали
1.3 Уравнениядвижения гировертикали
При составлении уравнений движениягировертикали ограничимся простейшей математической моделью – прецессионнымиуравнениями, которые не описывают высокочастотные собственные движениягироскопа (нутационные колебания). Учет членов, определяющих нутационныеколебания необходим лишь при наличии внешних возмущений, изменяющихся счастотой, близкой к частоте нутационных колебаний гироскопа или при анализеустойчивости системы.
Будем предполагать, что гировертикальустановлена на самолете, совершающем горизонтальный полет с ускорением a,проекции которого на оси /> и/> обозначим/> и/>.Ось наружной рамки гироскопа ориентирована по продольной оси самолета.
В качестве базовой системы координатудобно использовать траекторную систему координат />.В этом случае углы отклонения главной оси гироскопа от истинной вертикалиопределяют погрешности прибора, следовательно, они будут малыми. Присоставлении уравнений воспользуемся методом кинетостатики.
С гидроузлом свяжем систему координат Оxyz, а с наружной рамкой О/>.Положение главной оси гироскопа по отношению к системе координат /> определяетсяуглами α и β. Угол α – поворот гироскопа относительно осинаружной рамки со скоростью /> .Угол β – поворот гироскопа относительно оси внутренней рамки со скоростью /> (рисунок2).
На рисунке 2 показаны гироскопическиемоменты, моменты коррекции и возмущающие моменты, воздействующие на гироскоп поосям карданова подвеса. Направление гироскопических моментов определяем поправилу Жуковского. Проекции угловой скоростибазовой системы координатопределяются выражениями [2]:
/>ш
/>ш (1)
/>
Проекцииабсолютной угловой скорости системы координат Оxyzна оси ОxиОy(рисунок2) имеют вид[2]:
/>(2)
/>
Учитываямалость углов />и />будем полагать cos/>=1, cos/>=1, sin/>=/>,sin/>=/>. Тогда [2]:
/>(3)
/>
/>
Рисунок 2. К выводу уравнений движениягировертикали
Нарисунке 2 показаны гироскопические моменты, моменты коррекции и возмущающиемоменты, воздействующие на гироскоп по осям карданова подвеса. Направлениегироскопических моментов определяем по правилу Жуковского. Моменты коррекциинаправлены так, чтобы под действием прецессии, вызванной ими, главная осьгироскопа стремилась совместиться с направлением кажущейся вертикали (КВ). Покажущейся вертикали, при ускоренном движении самолета, устанавливаютсямаятниковые чувствительные элементы (рисунок 3).
/>
Рисунок 3. К определению угловрассогласования гироскопа и маятников
В случае, когда ускорение самолета равнонулю, моменты коррекции направлены так, чтобы главная ось прецессировала кположению истинной вертикали (ИВ) места.
Приравнивая к нулю сумму проекций моментовна оси внутренней и наружнойрамок с учетом малости углов /> иβ, получим [2]:
/>(4)
/>
Где/>, />–моменты коррекции, создаваемые коррекционными двигателями по осям внутренней инаружной рамок; />,/> –возмущающие моменты (моменты трения в осяхподвеса, моменты небаланса, моменты тяжениятокоподводов и т.п.).
Уравнения (4) описывают прецессионноедвижение гировертикали для любого типа коррекции.
2. Расчетная часть
2.1 Выбор типа гиродвигателя
Каждый из типов электродвигателей имеетсвои особенности сопоставление которых позволяет определить целесообразностьиспользования того или иного двигателя в различных условиях. Будем вести расчетдвигателя асинхронного типа. Они обладают простотой и надежностью конструкции,возможностью выполнения на любую скорость вращения, высокие энергетическиепоказатели, хорошие пусковые свойства, сравнительно небольшое время разбега иряд других преимуществ.
2.2 Габаритные размеры
Двигатель должен быть выполнен в объемеограниченном размерами:
-наружный диаметр ротора равныйвнутреннему диаметру маховика:
/>=/>=d=5.3см
-внутренний диаметр статора/>=1.8см
-полная длина статора/>=1.95см
-полная длина ротора/>=1.75см
-минимальный диаметр лобовых частей обмоткистатора из условий их размещения />=2.5см
При предварительно оцененном моментесопротивления />=0.2 Нсм удельный максимальный момент составит [1]:
/> = 0.0063н/см (5)
При относительно крупных размерахдвигателя выберем число пазовстатораz=24. Так как количество пар полюсовp=2,примем />=1.23а наружный диаметр статора d=5.3/1.23=4.3 см.
2.3 Расчет массы и момента инерциивращающихся частей
Размеры в соответствии с указаннымиобозначениями: L=4.0; /> ;/> ;2b =0.35; />;/> ;D = 6.9; /> ;d = 5.3; /> ;/> ;/> ;/>;/> ;/>.
Плотность материала маховика (стали ЭИ702) — />.Среднюю плотность ротора с алюминиевой беличьей клеткой примем />.
Тогда суммарный момент инерции и массавращающихся частей двигателя составляет:
/>
Рисунок 4. Упрощенный эскиз маховика
/> ;/> г
Ожидаемый кинетический момент привыбранном скольжении S = 0.02 [1]:
/> (6)
Уточнение кинетического момента и массывращающихся частей будет произведено после окончательного определения размеровротора.
2.4 Расчет максимального момента
Требуемый от электродвигателя максимальныймомент и его кратность, определяются из требований к эксплуатационнымхарактеристикам ГД и, в первую очередь, по заданному времени разбега.
Для АГД, необходимая по/> =180с кратность, находится [1]:
/>(7)
При требуемой кратности пускового момента />необходимуювеличину /> можнооценить, предварительно выбрав для проектируемого АГД с /> см- />[1].
/>(8)
Тогда максимальный момент дляпроектируемого АГД [1]:
/>.186=1.27Нсм(9)
При этом обеспечивается требуемое времяразбега и желаемые пусковые характеристики.
2.5 Определение основных параметровгиромотора
Выберем при z=24 и p=2, числопазов ротор z=23, выполняя на роторе скос пазов на зубцовое делениестатора (/>).
Относительную площадь пазов статоравыбираем по рис 7.5а [1]. Для проектируемого двигателя [1]:
/>(10)
Так как при p=2/>,может быть взята большей выберем />
Выберем двухслойную петлевую с укорочениемобмотку статора. Обмоточный коэффициент при этом />
Для пакета статора выберем сталь марки Э44с толщиной листов 0.2 мм (т.к. ГД рассчитывается на частоту f=1000Гц). Коэффициент заполнения пакета />.Предварительно выберем ширину и высоту шлица паза статора:
/>
Отношение индукции в воздушномзазоре киндукции в железе статора определим [1]:
/>(11)
Где
/>;/>;/>
Выполнение неравенств показывает, что привыбранных значениях /> и/> размерызубца и спинки статора будут больше допустимых по условиям технологии:
/>
/>
Коэффициент заполнения для лобовых частейпримем />,а для паза выберем />.При этом высота лобовых частей [1]:
/>(12)
А длина пакета статора по условиямразмещения [1]:
/>(13)
Выбираем номинальную величину воздушногозазора />.С учетом допуска (30 мкм) в сторону увеличения реальное значение зазора можетсоставлять до 0.018 мкм. В дальнейших расчетах будем использовать именно этозначение.
Ширина зубца статора [1]:
/>см(14)
Где зубцовое деление статора [1]:
/>см(15)
Площадь паза статора [1]:
/>(16)
Диаметр большой окружности паза [1]:
/>см(17)
Диаметр малой окружности [1]:
/>см(18)
Расстояние между центрами окружностей [1]:
/>см(19)
Общая высота зубца (паза) [1]:
/>см(20)
Высота спинки статора [1]:
/>см(21)
Выполнение неравенства
/>
Означает, что лобовые части обмотки могутбыть размещены по высоте в отведенном для них объеме
Определим основные размеры ротора и некоторыеего обмоточные данные.
Наружный диаметр ротора:
/>см
Длину пакета ротора выберем на 0.1 большечем для статора /> см.ширину короткозамкнутого кольца выберем максимально возможной [1]:
/> см(22)
Для пакета ротора выберем так же сталь Э44с толщиной листов 0.35 мм. При этом коэффициент заполнения пакета ротора />.В качестве материала для короткозамкнутой клетки выбираем алюминий марки АI срасчетным удельным сопротивлением />.
Выберем пазы круглой формы с ширинойраскрытий />см,и высотой шлица />см.Зубцовое деление ротора /> см
2.6 Индукция в воздушном зазоре
Коэффициент воздушного зазора [1]:
/>(23)
Аналогично определяется коэффициент />=1,04
Общий коэффициент [1]:
/>
/> см
Средняя длина лобовой части витка (с однойстороны) [1]:
/>(24)
Общая длина обмотки [1]:
/>(25)
Тогда относительное активное сопротивление[1]:
/>(26)
Коэффициенты магнитной проводимости [1]:
/>
Суммарный коэффициент проводимостирассеяния [1]:
/>(27)
Относительно индуктивное сопротивлениерассеяния обмотки статора [1]:
/>(28)
Соответствующие коэффициенты магнитнойпроводимости рассеяния у ротора[1]:
/>
Суммарный коэффициент проводимостирассеяния [1]:
/>(29)
Относительно индуктивное сопротивлениерассеяния обмотки ротора [1]:
/>(30)
Найдем [1]:
/>(31)
Тогда относительное сопротивлениенамагничивающего контура, эквивалентное потерям в стали статора [1]:
/>(32)
Предварительно найдем через относительныепараметры коэффициент рассеяния [1]:
/>(33)
/>(34)
Коэффициент ЭДС в номинальном режиме [1]:
/>
Требуемая величина индукции в воздушномзазоре двигателя при номинальном режиме работы [1]:
/>.088Тл(35)
Величина индукции в статоре: /> ТЛ
Определим диаметр ротора [1]:
/>(36)
И минимальную ширину зубца [1]:
/>(37)
2.7 Обмоточные данные статора
Число витков фазы обмотки статора [1]:
/>(38)
Число проводников в пазу [1]:
/>(39)
Сечение провода без изоляции [1]:
/>см(40)
Выбираем провод марки ПЭТВ с ближайшими поГОСТу значениями:
/>см/> см/> см
Коэффициент заполнения паза
/>
В качестве изоляции выберем один слой изфторопласта-4 толщиной 0.01 см.
2.8 Расчет магнитной цепи
Индукция в зубце и спинке статорасоответственно равны 0.224 и 0.212. Из кривой намагниченности Э44 имсоответствуют значения напряженности поля: /> ;
Индукция в зубце ротора определяется порасчетной ширине зубца [1]:
/>см(41)
/>Тл
Индукция в спинке ротора при /> см,равна /> Тл.Им соответствуют значения />
Намагничивающая сила, затрачиваемая напроведение потока через статор и ротор [1]:
/>А(42)
А через воздушный зазор [1]:
/>А(43)
Полная н.с. на проведение потока черезмагнитную цепь:
/>А
Величина приведенного воздушного зазора:
/>см
2.9 Параметры схемы замещения
Индуктивное сопротивление намагничивающегоконтура: />.Введем коэффициент, учитывающий неточность предварительного выбора />.Тогда:
/>Ом
/> Ом
/> Ом
Активное сопротивление обмотки статора сучетом различия фактического и ранее выбранного значения />:/> Ом
Приведенное активное сопротивление к.з.обмотки ротора [1]:
/>Ом(44)
2.10 Механическая характеристика
Критическое скольжение [1]:
/>(45)
/>(46)
Уточним номинальное скольжение />,при котором работает АГД. />.Двигатель будет развивать данный момент при скольжении [1]:
/>(47)
Скольжение /> отличаетсяот ранее выбранного />,но незначительно. Реально двигатель в общем случае будет работать соскольжением />,т.к. при увеличении скольжения одновременно падает и момент сопротивления.Равновесие установится при скольжении, значение которого /> иноминальной скорости АГД />об/мин.
Развиваемый при найденном скольжении /> номинальныймомент [1]:
/>(48)
Оценим основные показатели механическойхарактеристики.
Кратность максимального момента:
/>
Кратность пускового момента [1]:
/>(49)
Кратность удовлетворяет требованиямнадежного запуска
2.11 Уточнение кинетического момента. Расчетвремени разбега
Момент инерции круглого стержня длиной /> см,диаметром /> см,отнсительно оси вращения, расположенной на расстоянии [1]
/>см(50)
от оси симметрии [1]:
/>гс/>(51)
А для всех 23 стержней обмотки />,масса всех стержней m=63.6 Момент инерции и масса ротора [1]:
/>
/>
Величина кинетического момента останется H=15.6*1/>
Время разбега АГД
/>с(52)
Время разбега несколько меньше чем вначале (180с), это связано с тем, что АГД имеет />,что соответствует минимуму времени разбега.
/>/>/>/>/>/>/>/> Заключение
В данной курсовой работе была изучена гироскопическаявертикаль с радиальной коррекцией, рассчитаны основные параметры, используемогов ней гиромотора. В результате расчетов было получено: Момент инерции />;Максимальный момент/>=1.27Нсм; величина приведенного воздушного зазора />см;скольжение/>.Время разбега/>c.
Список используемыхисточников
1. ДелекторскийБ.А., Мастяев Н.З., Орлов И.Н. Проектирование гироскопическихэлектродвигателей. – М.: Машиностроение, 1968.-247с.
2. Виниченко Н.Т.,Кацай Д.А., Лысова А.А.Теория гироскопических приборов. — Челябинск: Издательский центр ЮУрГУ, 2010. –141 с.
3. Пельпор Д.С.Гироскопические приборы и устройства. – М.: Высш. Шк., 1988 — 424с.
4. Одинцов А.А.Теория и расчет гироскопических приборов. – Киев.: Высш. Шк. 1985 – 392с.
5. ГОСТ 2.106-68.ЕСКД. Текстовые документы.
6. ГОСТ 2.701-84. /СТ СЭВ 651-77/. Схемы. Виды и типы. Общие требования к выполнению.
7. ГОСТ 2.770-68.Обозначения условные графические в схемах. Элементы кинематики.
8. ГОСТ 2.301-68.Форматы.
9. ГОСТ 2.104-68 /СТСЭВ 365-76/. ЕСКД. Основные надписи.
Приложение 1
/>
/>
/>