CC BY
24
4. Lynch D. Vibratory gyro analysis by the method of averaging. In: Proceedings of the 2nd St. Petersburg conference on gyroscopic technology and navigation, St. Petersburg. P. 26-34.
5. Матвеев В.В., Лихошерст В.В. Влияние перекрестной связи на динамику ко-риолисового вибрационного гироскопа // Известия Тульского государственного университета. Технические науки. 2019. Вып. 8. С. 22-29.
Матвеев Валерий Владимирович, канд. техн. наук, доцент, matweew. valery@yandex. ru, Россия, Тула, Тульский государственный университет
SOLID-STATE WAVE GYROSCOPE WITH A METAL RESONATOR
V. V. Matveev
The features of the construction of Coriolis vibrating gyroscopes (CVG) with a metal resonator are considered. The nonlinear dependence of the oscillations of the antinode and the node of the standing wave of the resonator on the angular velocity of the base of the CVG of direct measurement is shown theoretically and experimentally. A method for generating the output signal of an open CVG is proposed, which makes it possible to expand the linear zone of the characteristic. The block diagram of the CVG for the envelopes of the node and antinode oscillations is presented, which allows analyzing the characteristics of the CVG without taking into account the high-frequency carrier of the resonator vibrations. The damping curves of the resonator oscillations are analyzed when the CVG operates in the integrating gyroscope mode.
Key words: Coriolis vibration gyroscope, antinode, node, nonlinearity, vibration envelopes.
Matveev Valery Vladimirovich, candidate of technical sciences, associate professor, matweew. [email protected], Russia, Tula, Tula State University
УДК 62-50
РАСЧЕТ ЭЛЕКТРОМАГНИТНОГО ИНТЕРЦЕПТОРНОГО РУЛЕВОГО ПРИВОДА МАЛОГАБАРИТНОГО ЛЕТАТЕЛЬНОГО АППАРАТА
В.В. Лихошерст, М.Д. Рылеев
Рассмотрен принцип расчета электрооборудования интерцепторного рулевого привода для малогабаритного летательного аппарата. Приведена принципиальная схема и подход к расчету основных тяговых усилий и габаритных размеров рулевого привода.
Ключевые слова: рулевой привод, интерцептор, электромагнит.
Интерцептор (латинское interceptor - захватчик, от intercipio - перехватываю, отбиваю, пересекаю) - аэродинамический орган управления летательным аппаратом, выполненный в виде пластины, в рабочем положении выступающей над его поверхностью под углом к набегающему потоку. Управляющая сила при использовании интерцептора создаётся за счёт повышения давления перед ним. По конструктивному выполнению различают два основных типа интерцепторов: поворотный - аэродинамическая поверхность, поворачиваемая по отношению к потоку на углы до 90°, и выдвижной - в виде пластины, выдвигаемой из поверхности летательного аппарата в поток под углом, близким к 90°. В не отклонённом положении интерцептор обычно не выступает за обводы
384
поверхности летательного аппарата. Недостатками интерцепторов являются: увеличение лобового сопротивления, малая эффективность при малых углах отклонения и падение эффективности при больших углах атаки [1].
На основании изложенного применение интерцептора в качестве основного элемента рулевого привода для малогабаритных летательных аппаратов представляется интересной задачей, решение которой позволяет исключить из конструкции летательного аппарата такой конструктивный узел как механизм раскрытия аэродинамических рулей. При этом необходимо оценить возможности размещения (габаритные размеры) и энергетические параметры (потребляемый ток), т.е. провести анализ целесообразности использования интрецепторного рулевого привода в составе малогабаритного летательного аппарата (ЛА).
Для проведения оценочных расчетов рассмотрим основные конструктивные элементы одноканального интерцепторного рулевого привода, представленные на рис. 1.
Рис. 1. Эскиз конструкции рулевого привода: 1 - интерцептор; 2 - пружина;
3, 4 - электромагниты; 5 - консольная заделка; 6 - вставки ограничители перемещения; 7 - якорь; д - угол отклонения пружины; й - высота выдвижения
интерцептора
Приведенное конструктивное исполнение привода состоит из аэродинамической поверхности 1, которая в нейтральном положении не выступает за внешние обводы корпуса ЛА. Аэродинамические силы создаются при перемещении части элемента 1 за границы корпуса под действием электромагнитных сил на якорь 7 со стороны электромагнитов 3 и 4. Для предотвращения контакта якоря 7 с полюсными наконечниками электромагнитов служат вставки 6. Якорь 7 размещен на пружине 2, выполняющей роль аккумулятора энергии - ускоряет процесс переброса интерцептора из одного крайнего положения в другое. Изменение жесткости пружины возможно за счет перемещения элементов консольной заделки 5.
Рассматриваемая конструкция (рис. 1) имеет возможность функционировать только в релейном режиме - имеет только два устойчивых положения - прижатие к вставкам 6 электромагнитов 3 или 4.
Необходимая величина тягового усилия, развиваемого электромагнитом, будет определяться двумя составляющими: силой упругости пружины и приведенной к оси электромагнита аэродинамической нагрузки.
Таким образом, основные искомые параметры - габарит и потребляемый ток будут определяться в большинстве своем непосредственно характеристиками электромагнитов 3 и 4.
Для предварительного расчета параметров электромагнитов рассмотрим момент времени, когда якорь прижат к одному из электромагнитов, что позволяет, не учитывая ускорения деталей интерцептора во время движения летательного аппарата, произвести расчет необходимого для деформирования пружины усилия. На рис. 2 представлены деформированная пружина и эскиз её с основными конструктивными параметрами.
Выражение, определяющее деформацию пружины (рис. 2, а) согласно [2] имеет
вид:
р = 4 = 212 [дш ]
ЬсЪЕ 3сЕ ' 385
где / - длина до точки приложения усилия; с - толщина пружины; Ь - ширина пружины; Е - модуль упругости; Р - допустимая нагрузка; [<тиз] - допустимое напряжение при изгибе.
Рис. 2. Эскиз пружины: а - деформированное состояние, 6 - размеры конструктивного элемента пружинной ленты
При этом нагрузка на пружину будет определяться выражением [2]:
Р =
РЕЪ<?
4/3
где Р - нагрузка на пружину, Н; Р - деформация пружины, мм; Ь - ширина пружины, мм; с - толщина пружины, мм; I - длина пружины, мм; Е - модуль упругости.
Отношение деформации к усилию определяет жесткость пружины:
О-^. (1)
4/
Произведение жесткости на перемещение позволяет определить силу упругости, преодоление которой необходимо обеспечить электромагнитным приводом.
По конструктивным соображениям и согласно сортаменту на пружинную ленту в качестве материала пружины целесообразно использовать стать марки 65-ТШ-С-Н-0,80x10 ГОСТ 2284-79, модуль упругости которой Е -210000 МПа. Зададимся толщиной пружины с = 0,8 мм, а ширину примем равной половине выбранной марки Ь = 5 мм.
Для получения предварительного решения зададимся амплитудой перемещения якоря в сечении осей электромагнитов равной максимальному перемещению интерцеп-тора. Рассмотрим задачу при й = \ мм, считая, что такого перемещения достаточно для создания необходимой величины аэродинамической силы для совершения маневра ЛА (рис. 3).
Рис. 3. Указание расчетных размеров на эскизе рулевого привода
Так как для изгиба пружины используются электромагниты, то длину пружины принимаем равной расстоянию от точки заделки до средней линии сердечников электромагнитов. Положим, I = 30 мм.
Исходя из приведенных данных сила упругости будет определяться величиной:
210000^0^ = (Х497Н
4-1 ■ 4-30
386
Считая, что, площадь на которую воздействует поток составляет 10 мм2 рассчитаем максимальную силу от набегающего потока воздуха по выражению [3]
о-У2
(2)
где сх - коэффициент лобового сопротивления; £ - площадь поверхности направленной под углом 90° к направлению потока [м2]; р - плотность газовой среды [кг/м3]; V- скорость набегающего потока [м/с].
Исходные данные для расчета: сх = 1 - ввиду того, что интерцептор в рассматриваемом случае представляет собой плоскую прямоугольную пластину, расположенную к потоку под углом 90°; р = 1,225 кг/м3, для воздуха при температуре 20°С; У= 300 м/с.
В результате расчета получим:
^ЬЮ-Ю-"1'225-3002 ,!!!
а 2
Таким образом, сила упругости пружины будет составлять порядка 50 % от аэродинамической силы.
При дальнейшем расчете необходимое тяговое усилие электромагнита будем рассчитывать, как сумму аэродинамической силы и силы упругости и для учета дополнительных нагрузок на электромагниты введем коэффициент и, позволяющий учесть дополнительные силы, приведенные к оси действия электромагнитной силы - коэффициент запаса п = 1,3. В результате необходимое тяговое усилие электромагнита будет иметь величину:
^ЭМ ~ 2 Н.
Тяговое усилие, развиваемое электромагнитом магнитом, вычислим по формуле, полученной на основе баланса энергии (энергетическая формула). В условиях равномерного распределения индукции в рабочем зазоре эта формула преобразуется в формулу Максвелла [4]
¥ЭМ =->
До
где Вд - индукция в воздушном зазоре, Тл; 5 - площадь полюсного наконечника, м2; До - 1,256-10"6 Гн/м - магнитная проницаемость воздуха.
В качестве сердечника при расчетах будем использовать набранный из листов по 0,5мм магнитопровод из стали марки Э330А ГОСТ 12119.0-98. Поперечное сечение сердечника квадратное с размером стороны 1=5 мм.
В этом случае площадь поперечного сечения составит
£ = /2 = 0,0025 м2.
При данной площади поперечного сечении индукция в зазоре составит:
О _ До '¥ЭМ
1.256-10 6-6,46
- = 0,0317 Тл.
0,0025
Напряженность магнитного поля в воздушном зазоре:
Я5=^= °-°569 =25238,85 А/«.
До 1,256-10 6
Требуемая магнитодвижущая сила (МДС) в обмотке:
¥МДС = 2кНъЪ,
где РМдС - МДС обмотки; к - коэффициент падения МДС в сердечнике {к = 1,03); 8 - ход якоря (применительно к рассматриваемому случаю 8 =0,001 м).
387
¥МЩС = 2 • 1,03 • 25238,85 • 0,001 = 51,99 Н.
Для расчета параметров катушки используем формулу:
РыДС = Ж •1,
где I - ток в обмотке, А; Ж - количество витков обмотки.
Таким образом, получить необходимую МДС можно разными соотношениями количества витков от проходящего по ним тока. Выбираем провод ПЭВ-1; сечением 0,0708 мм2, диаметром провода по меди 0,3 мм, диаметром провода с изоляцией 0,34 мм, допустимым током 0,143 А. В виду того, что протекание тока по обмотке будет происходить импульсно в релейном режиме допустимо превышение амплитуды тока в 1,5 раза в этом случае:
Ж = ^ = 51,99 = 242 витка.
I 0,22
Для расчета габаритных размеров центрального стержня магнитопровода примем:
толщина изоляции магнитопровода - 0,5 мм;
расстояние от края стержня до начала обмотки - 1 мм;
количество рядов обмотки - 14.
Потребная высота магнитопровода будет определяться: двумя отступами от края магнитопровода до начала обмотки и диаметром провода с изоляцией при заданном количестве рядов:
НМП = 1 • 2 + 0,34 14 = 6,7 мм.
Исходя из потребного количества витков и выбранного числа рядов обмотки рассчитаем количество слоев обмоточного провода:
/ Ж 242
кс = — =-= 18 слоев.
с кр 14
где кс - количество слоев провода; кр - количество рядов провода.
Ширина конструкции электромагнита определяется: размерами магнитопровода в плоскости, толщиной изоляции магнитопровода и диаметром обмоточного провода в изоляции с учетом количества слоев обмотки, и на два, так как провода учитываются с двух сторон.
Исходя из этого ширина электромагнита магнита равна: ЬЭМП = 5 + 0,5 + 2 • 0,34 18 = 17,3 мм.
На основании проведенных предварительных расчетов габаритные размеры рулевого привода будут определяться:
в длину - длиной пружины 2 и длиной вылета пружины с пластиной интерцеп-тора (минимальная величина составляет половину ширины электромагнита);
в ширину - шириной электромагнитов;
в высоту - удвоенной высотой электромагнита с учетом двойного хода интер-цептора и толщины пружины.
Габаритные размеры механической части рулевого привода (ДхШХВ) составят: 39x17,3x16,2 мм.
При размещении рулевого привода в цилиндрической части ЛА минимальный диаметр, необходимый для размещения составит 23 мм при длине 39 мм. Исходя из полученных габаритных размеров рассмотренный электромагнитный интерцепторный рулевой привод может быть использован в составе малогабаритного ЛА. Следующим этапом работы является анализ динамики привода и проработка структуры и состава блока электроники управления.
Список литературы
1. Авиация: энциклопедия / Гл. ред. Г.П. Свищёв; Центр. аэрогидродинам. ин-т им. Н.Е. Жуковского. М.: Науч. изд-во «Большая Российская энциклопедия», 1994. 735 с.
2. Анурьев В.И. Справочник конструктора-машиностроителя; под ред. И.Н. Жестковой. М.: Машиностроение. 2001. 864 с.
3. Повх И. Л. Аэродинамический эксперимент в машиностроении. М.: Изд-во «Машиностроение», 1965. 540 с.
4. Савельев И.В. Курс общей физики. В 5 книгах. Книга 2. Электричество и магнетизм. Учебное пособие для втузов. М.: АСТ, Астрель, 2008. 336 с.
Лихошерст Владимир Владимирович, канд. техн. наук, доцент, lvv_01@inbox. ru, Россия, Тула, Тульский государственный университет,
Рылеев Михаил Дмитриевич, студент, [email protected], Россия, Тула, Тульский государственный университет
CALCULATION OF ELECTROMAGNETIC INTERCEPTOR STEERING GEAR
FOR SMALL AIRCRAFT
V. V. Likhosherst, M.D. Ryleev
The principle of calculating the electrical equipment of the interceptor steering gear for a small-sized aircraft is considered. The schematic diagram and approach to the calculation of the main tractive effort and overall dimensions of the steering drive are presented.
Key words: steering gear, spoiler, electromagnet.
Likhosherst Vladimir Vladimirovich, candidate of technical sciences, docent, lvv Ql a inhox. ru, Russia, Tula, Tula State University,
Ryleev Mikhail Dmitrievich, student, tgupu@yandex. ru, Russia, Tula, Tula State University
УДК 51-74
СРАВНИТЕЛЬНЫЙ АНАЛИЗ МЕТОДОВ
НАЧАЛЬНОЙ ВЫСТАВКИ БИНС НА ПОДВИЖНОМ ОБЪЕКТЕ
О.С. Балабаев, А.В. Прохорцов
Осуществлён сравнительный анализ бесплатформенных инерциальных навигационных систем (БИНС), устанавливаемых на подвижный объект с возможностью начальной выставки в динамических условиях. Произведено сравнение и выбор оптимального метода начальной выставки БИНС и составлена их классификация.
Ключевые слова: бесплатформенная инерциальная навигационная система, подвижный объект, беспилотный летательный аппарат, метод трансферной выставки.
Широкое применение инерциальных систем навигации в различных видах летательных аппаратов привело к возникновению потребности проводить начальную выставку на подвижном основании. Повышение требований к этим характеристикам связано, в частности, с разработкой беспилотных летательных аппаратов (БПЛА) и различных систем вооружения.
