Моделирование и испытание гироскопических систем

МОСКОВСКИЙ  ГОСУДАРСТВЕННЫЙ ТЕХНИЧЕСКИЙ УНИВЕРСИТЕТ

ИМ. Н.Э. БАУМАНА

Моделирование и испытание  гироскопических

систем

Выполнил:

Группа 

   Проверил:

2012 г. 
Содержание

1. Введение

2. Принципы построения  систем ориентации

2.1 Параметры, измеряемые в системах ориентации

2.2 Погрешности систем  ориентации

2.3 Специальные требования, предъявляемые к гироскопическим системам ориентации

3. Курсовые системы

3.1 Указатели направления  ортодромии

3.2 Гиромагнитные компасы

4. Гироскопические вертикали

5. Испытания гироскопических систем

5.1 Вибрационные испытания  на центрифуге

6. Заключение

7. Список использованной  литературы 

1. Введение

Поскольку данная тема содержит в себе большое количество информации, рассмотрение ее целиком и тщательным образом в объеме реферата не представляется возможным. Ввиду этого, было принято решение включить в реферат только основные принципы построения систем ориентации и рассмотрены только два типа гироскопических систем: курсовые системы и гироскопические вертикали. Испытания гироскопических систем изложены сжато по той же причине.

Гироскопические системы  служат для измерения параметров, определяющих ориентацию и навигацию ЛА, а также для измерения угловых скоростей поворота различных объектов, для стабилизации антенн, аэрофотоаппаратов и других устройств на заданном направлении

Основная задача проектирования гироскопической системы ориентации или навигации – выбор и разработка ее принципиальной схемы когда следует определить ее возможность технической реализации с характеристиками, необходимыми для эксплуатации данной системы ЛА.

В соответствии с назначением гироскопические  системы ориентации можно разделить  на курсовые системы и гировертикали. К курсовым гироскопическим системам относятся: гиромагнитные компасы, гирокомпасы, гироорбитанты, гирокомпасы с астро- и радиокоррекцией и др. Гироскопические вертикали представляют собой гироскопическое устройство с маятниковой коррекцией или с коррекцией от оптико-механической инфракрасной вертикали (ИКВ). Наиболее распространены гироскопические вертикали с маятниковой коррекцией. Обычно их делят на относительно грубые пилотажные гироскопические вертикали, гироскопические вертикали повышенной точности и прецизионные гировертикали.

2. Принципы построения систем ориентации

1. Параметры, измеряемые в системах ориентации

В системе ориентации в качестве измеряемых параметров могут быть выбраны  углы курса ψ, крена γ и тангажа  ν, которые определяют угловое положение  трехгранника х₁y₁z₁,связанного с летательным аппаратом, в общем случае относительно подвижной опорной системой координат ξηζ (рис.2.1).

Если в качестве опорной системы  координат выбрать координатный трехгранник ξ₁η₁ζ_{1 ,} неподвижные в абсолютном пространстве, начальное положение которого соответствует расположению географического трехгранника только в момент старта (точка  О₁с координатами φ₁ и λ₁) летательного аппарата (ЛА) (рис.2.2), то в этом случае углы поворота ЛА относительно осей опорного трехгранника ξ₁η₁ζ₁  не являются углами рыскания крена и тангажа самолета, так как опорные оси ξ₁η₁ζ₁ в процессе полета вследствие изменения положения ЛА относительно Земли и поворота Земли при суточном ее вращении уже не совпадают с осями географического трехгранника ξηζ, а оказываются повернутыми относительно этих осей на углы ψ₁γ₁ν_{1  (}рис.2.1)

Если в момент старта ЛА система  ориентации, представляющая собой идеальный  трехосный гиростабилизатор (собственная  скорость прецессии платформы которого равна нулю), выставлена относительно опорного трехгранника ξ₁η₁ζ₁, неподвижного в абсолютном пространстве, и так, что в начальном положении углы ψ₁γ₁ν₁, измеряемые относительно опорного трехгранника ξ₁η₁ζ₁, равны нулю, а ось наружной рамки карданова подвеса гиростабилизатора параллельна продольной оси ЛА, то в процессе полета система ориентации измеряет углы ψ₁γ₁ и ν₁ без погрешностей. Если же в процессе полета необходимо измерить углы ψ’,γ’ и ν’относительно географической или ортодромической системы координат, то в показания некорректируемого гиростабилизатора необходимо вводить поправку на углы ψ₁,γ₁ и ν₁ поворота подвижной системы координат ξηζ относительно неподвижной ξ₁η₁ζ₁. Углы ξ₁η₁ζ₁ определяют кинематические погрешности системы ориентации. В случае, когда траектория и скорость полета известны, эти погрешности могут быть учтены или скомпенсированы в системе ориентации ЛА различными путями, например, с помощью моментных датчиков, используемых для начальной выставки системы ориентации, или эти погрешности определяются с помощью вычислительной машины, установленной на борту ЛА или на земле, и вводятся в виде поправок к сигналам, посылаемым датчиками углов поворота платформы гиростабилизатора.

Углы ψγν, измеряемые с помощью системы ориентации, удобны для определения положения ЛА относительно какой-либо опорной системы координат, но неприргодны для непосредственного использования в системе стабилизации и управления ЛА. Дело в том, что моменты, развиваемые органами управления ЛА (аэродинамическими рулями, соплами реактивных двигателей и т.д.), действуют вокруг связанных осей х₁y₁z₁ ЛА. В то же время, например, на схеме (рис 2.3 а) углы поворота ЛА при изменении угла тангажа ν определяются как его повороты вокруг осей ζ(ά_к) и η(ḃ_в), не связанных с ЛА (рис2.3 б). При этом сигналы, снимаемые с датчиков Д₁ и Д₂ углов курса α_к и b_в, с помощью специальных механических или электромеханических устройств или с помощью вычислительной машины, преобразуются в сигналы, пропорциональные углам поворота ЛА относительно связанных осей y₁ и x₁.

Сигнал курса снимается с датчика Д₁, установленного на оси наружной рамки карданова подвеса курсового гироскопа (ГК), которая при изменении угла ν тангажа самолета остается направленной по истинной вертикали (ось ζ) и, следовательно, не совпадает с направлением оси y₁, связанной с самолетом (рис.2.3 б).

Сигнал b_в, снимаемый с датчика Д₂, установленного на внутренней рамке карданова подвеса гировертикали (ГВ), которая при изменении угла тангажа ν самолета остается в плоскости горизонта, пропорционален углу поворота самолета вокруг оси η, а не вокруг продольной оси х₁, связанной с самолетом.

2. Погрешности систем ориентации

Выбор той или иной принципиальной схемы системы ориентации определяется рядом требований, предъявляемых  к системе, и условиях ее эксплуатации. Однако в большинстве случаев  такой выбор связан с точностью измерений, которую она может обеспечить.

Общая погрешность гироскопических  систем включает в себя: геометрические и динамические погрешности, погрешности, возникающие вследствие статической и динамической неуравновешенности элементов гироскопа, неравножесткости элементов, а также погрешности, возникающие из-за действия корректирующих устройств. Величины погрешностей определяются условиями полета, выбранной схемой системы ориентации и ее параметрами и зависят от вида элементов конструкции системы. Определение общей погрешности – основная задача при проектировании.

Если для обеспечения  свободы вращения гироскопа или платформы гиростабилизатора применен карданов подвес, то при поворотах ЛА вокруг центра тяжести (ЦТ) возникает геометрическая погрешность карданова подвеса, которая проявляется даже тогда, когда ось ротора гироскопа абсолютно точно сохраняет заданное направление в пространстве. Геометрическая погрешность карданова подвеса в ряде случаев достигает десятков угловых градусов и поэтому должна быть учтена при определении ориентации ЛА.

Кинематическая погрешность, так же как и геометрическая погрешность карданова подвеса, не зависит от качества конструктивного выполнения гироскопа, а определяется кинематикой ЛА и выбором опорной системы координат. Величина кинематической погрешности зависит от дальности и времени полета и за час может достигать десяткой угловых градусов. При угловых колебаниях ЛА вследствие геометрической погрешности карданова подвеса возникают угловые колебания рамок вокруг осей карданова подвеса; инерционные моменты, которые развивают рамки карданова подвеса, порождают прецессию гироскопа, то есть погрешность, нарастающую со временем. Подобная же погрешность возникает в случае динамической несбалансированности ротора гироскопа и при вибрации корпуса прибора.

В стационарном режиме полета и в полете с ускорением возникают  моменты трения в опорах осей карданова  подвеса, моменты от статической  несбалансированности и неравножесткости элементов гироскопа, действующие  вокруг осей прецессии гироскопа. Значения этих моментов зависят от параметров гироскопа, величины и характера действия перегрузок, возникающих в полете. Все эти моменты порождают собственную скорость прецессии постоянно нарастание отклонения оси ротора гироскопа от заданного направления в пространстве.

При заданной точности ориентации ЛА в заданных условиях полета необходимо соответствующим образом выбрать основные характеристики гироскопа: кинетический момент гироскопа, вид его подвеса, и обеспечить стабильность положения ЦТ гироскопа, допустимую неравножесткость элементов его подвеса и др. Если в системе ориентации используют гироскопический стабилизатор, то, кроме этих погрешностей, появляются еще погрешности, возникающие вследствие действия разгрузочного устройства гиростабилизатора. Погрешности, порождаемые разгрузочным устройством, возникают при угловых колебаниях ЛА, их величина зависит от вида гиростабилизатора, типа формирования разгрузочного устройства и величин моментов сопротивления, возникающих в опорах осей карданова подвеса. Особенно большими погрешностями, порождаемыми разгрузочными устройствами, обладают одноосные, чуть меньшими – двуосные, минимальными – трехосные и очень малыми – шестироторные трехосные гиростабилизаторы.

При определении точности гиростабилизаторов к погрешностям от моментов трения в опорах осей прецессии, несбалансированности и неравножесткости следует добавить погрешности, порождаемые разгрузочными устройствами.

Важно также определить параметры гиростабилизатора как  системы автоматического регулирования. Здесь параметры гиростабилизатора должны удовлетворять условиям устойчивости и обеспечивать нужное качество переходного процесса.

В случае применения корректируемых гироскопических систем погрешности  в основном определяются параметрами корректирующих устройств. Однако эти параметры во многом зависят от величины собственной скорости прецессии гироскопической системы с выключенной коррекцией. Собственная скорость прецессии определяется для некорректируемых гироскопических систем. Зная ее, можно определить оптимальные параметры корректирующего устройства и рассчитать погрешности системы в установившемся и неустановившемся режимах полета ЛА. Если в неустановившемся режиме полета корректирующее устройство выключается, то методы определения погрешностей и выбора параметра гироскопической системы остаются теми же, что и методы определения погрешностей и параметров некорректируемых гироскопических систем.

3. Специальные требования, предъявляемые к гироскопическим системам ориентации

Специальные требования в основном необходимо учитывать при разработке конструкции приборов, но в ряде случаев они оказывают решающее влияние не только на выбор конструкции, но и на выбор схемы системы ориентации.

Если ЛА развивает  значительные перегрузки (отношение ускорения, которого достигает ЛА в процессе полета, к ускорению силы тяжести), достигающие нескольких десятков или даже сотен единиц, то, например, применение в системе его ориентации гироскопов в кардановом подвесе на шариковых подшипниках приведет к недопустимому увеличению собственной скорости прецессии гироскопа, а иногда и к полной потере его работоспособности. В таких случаях рациональным решением этой проблемы может стать использование поплавкового гироскопа с относительно небольшим кинетическим моментом.

Если для ЛА стационарный режим полета является основным,  то при длительном полете целесообразно применение корректирующих устройств, использующих в качестве чувствительных элементов физический маятник и магнитный компас.

Если ЛА непрерывно изменяет скорость и направление (нестандартный режим полета), то использование корректирующих устройств недопустимо, так как они приводят в этом случае к еще большим погрешностям.

Уменьшение времени  готовности и жесткие требования к габаритам и весу вынуждают  прибегать к гиромоторам малого веса и габаритов, у которых меньший момент инерции и кинетический момент, и одновременно применять трехколенчатые шарикоподшипники со средним вращающимся кольцом или воздушный подвес для осей прецессии гироскопов. Требование высокой точности системы ориентации с малым временем готовности делает необходимым применение специальных симметричных гиромоторов, безмоментных индуктивных датчиков угла, применение бериллия и тяжелых металлов для изготовления деталей гиромотора и поплавка. Все эти модификации усложняют систему и делают ее довольно дорогостоящей.

А теперь основной порядок  расчета и выбора основных параметров гироскопических приборов и систем:

1) составление исходных  данных на проектирование всей  системы ориентации;

2) в соответствии с исходными данными предварительно разрабатывают схему и выбирают основные элементы системы;

3)на основании расчета погрешностей в заданных условиях полета определяют общие необходимые выходные характеристики элементов;

4)уточняют схему, типы  корректирующих устройств и их характеристики и требования к выходным характеристикам элементов системы (основная обобщенная выходная характеристика некорректируемой гироскопической системы – ее собственная скорость прецессии);

5)для некорректируемой  системы определяют: погрешность, не зависящую от ускорения, погрешности от статической несбалансированности и от неравножесткости элементов конструкции (составляющие собственной скорости прецессии гироскопа);

6)устанавливают зависимости  между составляющими собственной скорости прецессии гироскопа и механическими характеристиками его элементов;

7)выбирают конкретные  элементы, удовлетворяющие исходным  требованиям к системе и составляют задание на разработку системы.

Далее следует исходить из назначения гироскопической системы (курсовые системы или гировертикали).

3. Курсовые системы

Курсовая система – часть системы ориентации. Наибольшее распространение на ЛА получили гироскопические датчики направления ортодромии (кратчайшая линия между двумя точками на поверхности Земли) и гиромагнитные компасы. Разрабатывают схемы в соответствии с требованиями, определяемыми назначением и характеристиками того ЛА, на котором эта система устанавливается.

3.1 Указатели направления ортодромии

Допустим, что проектируемая система предназначена для использования на самолетах и самолетах-снарядах. Назначение курсовой системы – определение ортодромического курса, который обеспечивает полет самолета по заданному направлению  ортодромии и точное выполнение разворотов самолетом на заданные углы. Курсовая система должна определять положение ортодромии в полярных широтах, где не работают гиромагнитные компасы и гирокомпасы. Выбор схемы и элементов указателя направления в основном определяется заданной точностью определения направления ортодромии в полете. При оценке точности предполагаемой схемы и конструкции указателя направления ортодромии необходимо определить отдельные методические и инструментальные погрешности гироскопа, возникающие в полете. При расчете кинематических погрешностей рассмотрим движение астатического гироскопа.

Одним из самых важных вопросов является начальная выставка курсового гироскопа по направлению  заданной ортодромии и истинной вертикали. Указатель направления ортодромии не обладает направляющим моментом, который позволил бы автономно выставить ось z ротора гироскопа в плоскость заданной ортодромии. При этом необходимо иметь какие-либо средства ориентации, с помощью которых можно принудительно выставить ось z ротора гироскопа по направлению ортодромии. Такими средствами могут быть магнитный или гиромагнитный компас, астрокомпас, гирокомпас, визирное оптическое устройство, радиокомпас и т.д. Если время полета невелико и собственная скорость прецессии гироскопа мала, то можно ограничиться только предполетной выставкой гироскопа от наземных средств ориентации.

В конструкции гироскопа  должна быть предусмотрена установка  упругих упоров, например, на кожухе гиромотора и наружной рамке карданова подвеса гироскопа, ограничивающих поворот кожуха в пределах ±80֠. Такое ограничение угла в период «запуска» предохраняет его от поворота вокруг внутренней рамки оси карданова подвеса.

Основные виды погрешностей указателя ортодромии:

1. погрешность от неточного введения коррекции на вращение Земли и скорость облета;
2. погрешность, возникающая в результате отклонения оси z ротора гироскопа от перпендикуляра к плоскости наружной рамки карданова подвеса;
3. кинематическая погрешность, возникающая из-за отклонения оси z ротора гироскопа от плоскости горизонта;
4. погрешности указателя направления, порождаемые маятниковой коррекцией;
5. погрешности гироскопа направления при наклонах ЛА;
6. погрешности, возникающие из-за колебаний ЛА вокруг своего центра тяжести;
7. погрешности, порождаемые инерцией рамки карданного подвеса, при колебаниях самолета вокруг продольной оси;
8. погрешности, возникающие вследствие неравножесткости конструкции гироскопа при линейной вибрации;
9. погрешности, возникающие при начальной выставке указателя направления ортодромии и из-за собственной скорости прецессии гироскопа.

3.2 Гиромагнитные компасы

Назначение курсовой системы, разработанной на базе гиромагнитного компаса, - определение географического  курса  полете по заданной локсодромии  и выполнение разворотов ЛА. Курсовая система должна обеспечить заданную точность определения географического курса на всех широтах, кроме полярных, где гиромагнитные компасы и гирокомпасы практически не работают. Схему гиромагнитной системы можно разрабатывать различными методами. В гиромагнитных компасах магнитный или индукционный чувствительный элемент подвешивают в кардановых кольцах. Центр тяжести чувствительного элемента должен быть расположен ниже точки пересечения осей карданова подвеса, следовательно, чувствительный элемент будет представлять собой физический маятник. Дистанционный гироиндуцированный компас включает в себя индукционный чувствительный элемент, стабилизированный с помощью гироскопической вертикали, которую устанавливают по возможности вблизи ЦТ ЛА, а магнитно-индуционный датчик, расположенный непосредственно на гировертикали, – вдали от ЦТ.

Погрешности гиромагнитного компаса в основном определяются точностью магнитного компаса и  в меньшей мере зависят от качества гироскопа, как и в случае указателя ортодромии. В идеальном магнитном компасе ось вращения катушки направлена по истинной вертикали и катушка точно устанавливается по направлению магнитного меридиана, который, однако, не совпадает с географическим, а составляет с ним угол ∆_м, называемый магнитным склонением. Склонения для разных точек земного шара различны. Величина склонения определяется по картам магнитным склонений, на которых нанесены линии – изгоны, соединяющие места равных магнитных склонений. Значительные погрешности также вносит магнитная девиация компаса – угол ∆_к компаса, образованный направлениями магнитного и компасного меридианов; несовпадение курсов связано с наличием на ЛА железных и стальных масс. При отклонении плоскости магнитной системы от плоскости горизонта возникает погрешность в определении курса – погрешность от наклона магнитного элемента.

4. Гироскопические вертикали

В качестве простейшей гировертикали  может служить трехстепенной астатический гироскоп, ось которого стремится сохранять своё направление в мировом пространстве. Однако по отношению к вращающейся Земле эта ось будет со временем изменять своё направление. Поэтому без корректирующих устройств такой прибор может служить лишь кратковременным указателем направления (в частности, вертикали). Подобные приборы, называют гирогоризонтом и гировертикантом, применяются в баллистической ракете для определения углов её отклонения в вертикальной и горизонтальной плоскостях (углы тангажа, рыскания и крена). Для длительного удержания оси астатического гироскопа в вертикальном положении используют те или иные системы коррекции.

Гировертикали с маятниковой  системой коррекции (рис.4.1) — трехстепенной астатический гироскоп, в котором система коррекции состоит из маятников-корректоров 4, 5, фиксирующих углы отклонения оси гироскопа от вертикали места, и датчиков моментов 6, 7, прикладывающих к гироскопу соответствующие корректирующие моменты, вызывающие прецессию оси гироскопа к вертикали места. Потенциометры 8 и 9 служат для определения углов наклона объекта относительно плоскости горизонта. Погрешности гировертикалей этого типа, определяемые отклонениями оси гироскопа от вертикали места, могут составлять от долей градуса до единиц угловых минут. В прецизионных гировертикалях для повышения их точности учитываются поправки на вращение Земли и собственное движение объекта.

При установке на корабле гировертикали с маятниковой коррекцией определяют углы бортовой и килевой качки, а на ЛА — углы крена и тангажа. Применяются в системах автоматической стабилизации различных подвижных объектов, в успокоителях качки корабля, для стабилизации летательного аппарата и др., а также для определения искривления буровых скважин, шахт и т.п.

Другим типом гировертикали, не требующим применения системы коррекции, является гиромаятник, т. с. гироскоп с 3 степенями свободы, центр тяжести G которого лежит на оси ротора на некотором расстоянии l от точки опоры О (рис.4.2). При отклонении оси Oz гироскопа от вертикали Oz, ось Oz под действием силы тяжести Р начинает прецессировать вокруг Oz, описывая конус с вершиной в точке О. Т. к. собственный кинетический момент гироскопа Н очень велик, то период прецессии:  T = 2pH/lP.

Погрешности в гировертикалях бывают: статические (от небаланса гироскопа, вращения Земли и т. п.), виражные, трения и погрешности от продольных ускорений ЛА.

По характеру зависимости момента коррекции от угла отклонения оси Oz гироскопа относительно направления истинной вертикали, фиксируемого маятниковым чувствительным элементом, различают следующие основные типы коррекции гировертикалей:

- пропорциональная (линейная), когда корректирующий момент пропорционален углу отклонения гироскопа;

- постоянная (релейная), когда величина момента коррекции  постоянна, а его знак изменяется  при изменении знака угла отклонения  гироскопа;

- смешанная (линейная  с ограничением), когда в диапазоне углов ±Ф коррекция пропорциональная, а за пределами этой области -- постоянная.

5. Испытания гироскопических  систем

Основная цель испытания  гироскопических систем состоит  в определении точности и условиях, имитирующих условия работы от нескольких минут до десяти и более часов. Другая цель – оценка времени переходных процессов гироскопа, реакция на изменение окружающих условий в заданных пределах, реакций на перегрузки и нестабильность работы оборудования

Следует отметить, что  испытания необходимы не для определения реакции гироскопа на угловую скорость вращения основания, а для выявления факторов, свойств и недостатков гироскопов, препятствующих этой реакции, и испытательное оборудование должно быть рассчитано на точное определение этих факторов. Другими словами считается, что кинетический момент гироскопа идеально реагирует на входную угловую скорость и неидеальный выход гироскопа обусловлен физическими причинами, которые должны быть выявлены тщательными испытаниями.

Испытания разделяются  на три категории:

1. Приемосдаточные. Включают проверку функционирования электрических цепей и импеданса, оценку качества работы подшипников ротора, выставки датчиков угла и тому подобное.
2. Конструкторские. Испытания проводятся на партии гироскопов в условиях, близким к эксплуатации.
3. Испытания на чувствительность к изменению рабочих условий. Выявляется реакция гироскопа на отклонения параметров питания и окружающих условий от нормальных.

Для полной оценки качества гироскопа автономная проверка проводится до испытаний гироскопа в замкнутой системе в процессе испытаний и после них. Она заключается в контроле всех электрических цепей. В процессе этой проверки определяются коэффициент демпфирования прибора, нестабильность положения выходной оси и так далее.

Испытания в замкнутой системе обеспечивают получение данных с высокой точностью. Они разделяются на две категории: в одном случае используется цепь стабилизации платформы, в другом – датчик угла связан обратной связью с датчиком момента.

Цепь стабилизации платформы (случай одноосного гиростабилизатора) эффективно моделирует систему с кардановым подвесом. Обратная связь по моменту или угловой скорости – бескарданную систему.

5.1 Вибрационные испытания и испытания на центрифуге

Такие испытания проводятся с целью определить, как долго гироскоп может выдерживать вибрацию, и измерить коэффициенты податливости.

Для определения времени гироскоп подвергают синусоидальной вибрации или случайной вибрации (например, белому шуму). Испытания на поворотном столе, проводимые до и после вибрации, должны показать, меняются ли коэффициенты момента и ухудшается ли точность гироскопа.

Для измерения коэффициентов  податливости необходимо провести ряд  испытаний при различной ориентации гироскопа относительно оси вибростенда  и различных уровнях вибрации.

Обратная связь по моменту является более удобным  средством для получения экспериментальных  данных на центрифуге и в случае вибрационных испытаний гироскопов, чем цепь стабилизации. При испытании гироскопа на центрифуге или вибростенде с целью определения коэффициентов податливости входом является линейное ил вибрационное ускорение, которое считается установившимся воздействием на гироскоп спустя некоторое время, требуемое для затухания переходных процессов после запуска. Сообщая гироскопу различные положения относительно вектора ускорения, можно измерить различные коэффициенты податливости. При вибрационных испытаниях рекомендуется располагать либо базовую ось собственного вращения, либо выходную ось вдоль земной оси. В этом случае датчик момента гироскопа уравновешивает только моменты, обусловленные тяжением, силой тяжести и вибрации, и не реагирует на вращение Земли.

Испытания на центрифуге проводятся для оценки работоспособности  прибора при воздействии перегрузок и для определения коэффициентов  податливости. В отличие от вибростенда центрифуга оказывает нежелательное действие на гироскоп (угловая скорость), которое суммируется с полезным воздействием (линейное ускорение). Наличие угловой скорости усложняет проведение таких испытаний по нескольким причинам. Две основные из них:

1) при положении входной  оси гироскопа, неперпендикулярном  оси вращения центрифуги, появляется  гироскопический момент, компенсируемый  датчиком момента;

2) гироскопический момент, вызванный вращением центрифуги, нагружает подшипники ротора (входная или выходная ось гироскопа проектируются на ось вращения центрифуги).

В вертикальном положении  входной оси появляются нагрузка от гироскопического момента на подшипники оси вращения, гироскопический момент вокруг выходной оси и  гироскопический момент от вертикальной составляющей скорости вращения Земли. Испытания на центрифуге с вертикальной входной осью рекомендуется проводить либо при невращающемся роторе, либо при использовании противовращающейся платформы для компенсации угловой скорости вращения центрифуги и вертикальной составляющей угловой скорости вращения Земли.