| 摘要 |
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 гіроскопа під дією моменту тертя навколо зовнішньої осі підвісу при обертанні ракети навколо зазначеної осі. Технічним результатом винаходу є підвищення можливого кута тангажу в процесі польоту ракети за рахунок зменшення максимального кута відхилення осі обертання ротора гіроскопа від перпендикуляру до площині зовнішньої рамки підвісу внаслідок розвороту осі обертання ротора навколо осі внутрішньої рамки підвісу гіроскопа. |
