GYROSCOPE PICKOFF

The invention relates to instrument making, in particular to gyro instruments for control of missiles rotating in flight round longitudinal its axis. A gyroscope roll-angle pickoff has a caging mechanism, outer and inner gimbals, wherein in caged state and at the moment of gyroscope uncaging a gyrospin axis is turned about gimbal inner axis by angle which value relative to perpendicular to outer gimbal plane is such that in a time equal to half-time of pickoff operation it has to approaches zero due to gyro rotor wobbling under effect of friction round outer gimbal in missile rotation round said axis. The technical result of the invention is increasing probable pitch angle during missile flight due to decreasing maximum angle of deviation of gyrospin axis from perpendicular to outer gimbal plane because of gyrospin axis turn about axis of inner gimbal. Изобретение относится к приборостроению, а именно к гироскопическим приборам управления ракетами, которые в процессе полета вращаются вокруг своей продольной оси. Гироскопический датчик крена ракеты имеет арретир, внешнюю и внутреннюю рамки подвеса, в котором в заарретированном состоянии и в момент разарретирования гироскопа ось вращения ротора гироскопа развернута вокруг внутренней оси подвеса на угол, величина которого относительно перпендикуляра к плоскости внешней рамки является такой, что за время, которое равняется половине времени работы датчика, она должна приближаться к нулю за счет прецессии ротора гироскопа под воздействием момента трения вокруг внешней оси подвеса при вращении ракеты вокруг указанной осы. Техническим результатом изобретения является повышение возможного угла тангажа в процессе полета ракеты за счет уменьшения максимального угла отклонения оси вращения ротора гироскопа от перпендикуляра до плоскости внешней рамки подвеса вследствие разворота оси вращения ротора вокруг оси внутренней рамки подвеса гироскопа. Винахід належить до приладобудування, а саме до гіроскопічних приладів керування ракетами, які в процесі польоту обертаються навколо своєї поздовжньої осі. Гіроскопічний датчик крену ракети має аретир, зовнішню та внутрішню рамки підвісу, в якому в зааретованому стані та в момент розаретування гіроскопа вісь обертання ротора гіроскопа розвернуто навколо внутрішньої осі підвісу на кут, величина якого відносно перпендикуляру до площини зовнішньої рамки є такою, що за час, що дорівнює половині часу роботи датчика, вона повинна наближатися до нуля за рахунок прецесії ротора гіроско