Искусственный спутник земли

Нашел применение акселерометр, представляющий собой гироскопический маятник, установленный в карданном кольце G (рис. 26). Ось CD является осью маятника. Кольцо подвеса G может вращаться вокруг оси EF, параллельной продольной оси ракеты.

Рис. 26. Схема интегрирующего акселерометра:

AB — ось гироскопа; CD — ось маятника; EF — ось карданного кольца; G — карданное кольцо; М — электродвигатель; Р — равнодействующая инерционных сил (ma — масса и ускорение); M_вр — момент вращения; N — барабан, управляющий поворотом гироскопа Г₂; ω_г — угловая скорость прецессии гироскопа

Ось АВ вращения гироскопа автоматически удерживается перпендикулярно оси EF с помощью корректирующего выключателя и двигателя М.

При отклонении оси АВ гироскопа от направления, перпендикулярного оси EF, корректирующий выключатель включает через реле питание электродвигателя М. Вращающий момент этого двигателя через редуктор передается на ось EF карданного кольца G, заставляя перемещаться гироскоп в сторону восстановления перпендикулярности оси АВ и EF. Таким образом, электродвигатель М удерживает гиромаятник в нормальном рабочем положении, когда чувствительность гиромаятника наибольшая, а также полностью компенсирует влияние моментов трения на оси EF.

Если ракета летит с ускорением, равным a, то на маятник будет действовать инерционная сила P, равная произведению массы m маятника на ускорение а. Момент M_вр от этой силы, направленный вдоль оси CD, вызывает угловую скорость прецессии ω_г гироскопа вокруг оси EF. Угол поворота оси гироскопа вокруг оси EF равен интегралу по времени от угловой скорости прецессии, т. е. пропорционален интегралу по времени от ускорения, или, что одно и то же, скорости полета ракеты. Влияние ускорения силы тяжести заранее учитывается и компенсируется.

С осью EF акселерометра связан барабан N, управляющий поворотом того гироскопа автопилота, который осуществляет наклон продольной оси ракеты относительно горизонта. Таким образом, кривизна траектории ракеты изменяется в зависимости от ее скорости в соответствии с расчетным движением.

Нужно учесть, что если в результате воздействия ветра, потока микрометеоритов или других причин продольная ось ракеты переместится параллельно самой себе, то гироскопические приборы этого не почувствуют. Однако такое отклонение от траектории нежелательно так же, как, скажем, изменение угла тангажа или угла рыскания. Для исправления подобного рода отклонений, могущих возникнуть в полете, может быть использован метод, известный под названием «радиотропы». Он основан на использовании принципа радиолокации. Его сущность заключается в следующем.

Предположим, что на Земле имеются две станции, посылающие на ракету сигналы и принимающие обратно отражения этих сигналов.

Эти станции размещены таким образом и их аппаратура устроена так, что если ракета летит по правильному курсу, то обе эти станции будут принимать отраженные сигналы одинаковой величины.

Если по каким-либо причинам ракета отклонится от курса, то одна из станций будет воспринимать больший по величине сигнал, а другая — меньший. На наземной станции по этой разности сигналов с помощью счетнорешающих приборов точно и мгновенно подсчитывается величина этого отклонения от курса и немедленно вырабатывается соответствующий ей управляющий сигнал, который по радио передается на приборы управления ракеты.

Следовательно, имеется возможность направлять ракету и таким способом.

Однако метод радиотропы оказался недостаточно удовлетворительным, особенно при управлении полетом ракеты на большие расстояния. Кроме ограниченной дальности действия, управление ракеты по радиотропе может быть ненадежным вследствие воздействия искусственных и естественных радиопомех. В последнее время для управления ракетами и самолетами стали применять автономные средства ориентировки — инерциальные гироскопические и астрономические ориентаторы. Эти ориентаторы имеют различное устройство, но принцип действия их один и тот же: измеряются с помощью акселерометров ускорения ракеты, затем эти ускорения интегрируются по времени, в результате чего получается скорость полета. Интегрирование скорости по времени дает возможность получить пройденный ракетой путь и координаты местонахождений. Принцип действия астро-инерциального ориентатора можно уяснить на простейшей схеме (рис. 27).

Рис. 27. Схема, поясняющая принцип действия астроинерциального ориентатора:

Д — двигатель; С — редуктор; h₀ — высота светила; А и В — места нахождения астроинерциального ориентатора; α_пер — угол, определяющий положение платформы ориентатора (равный пройденному ракетой пути, деленному на радиус Земли)