NO304046B1 - Gyroapparat - Google Patents

Description

Den foreliggende oppfinnelse vedrører et gyroapparat med første, andre og tredje satellittmottaksantenne med forutbestemt innbyrdes avstand som er innstallert på et navigerende befordringsmiddel og med en beregningsenhet for beregning av befordringsmidlets asimutvinkel, krengningsvinkel, stigningsvinkel og posisjon ved anvendelse av minst tre satellittradiobølger som mottas av antennene og faseforskjellen mellom radiobølgene.

Fra (US 4.754.280) er det kjent å anvende en treg-het småleenhet med tre gyroskoper og tre akselerasjonsmåle-re. Ifølge patentskriftet oppnås optimal stilling på basis av stillingsvektorsignaler fra treghetsmåleenheten og fra GPS-mottakeren ved hjelp av et Kalmanfilter.

Fra DK 146.868 er det kjent posisjonsbestemmelse med et anlegg hvor det i tillegg til et gyrokompass anvendes en akustisk doppler for beregning av en relativ posisjon, og posisjonen måles ved hjelp av optimal vektkoeffisient-bearbeidelse av utgangssignalet fra en mottaker, hvis funksjon er meget forskjellig fra funksjonen til mottakeren som anvendes i gyroapparatet ifølge den foreliggende oppfinnelse. Ifølge det danske patentskrift bestemmes utelukkende et fartøys posisjon.

I likhet med hva som er vanlig, er et skip eller lignende utstyrt med et gyrokompass og et magnetisk kompass som apparatur til måling av dets asimut slik at det under alle forhold kan seile trygt mens dets asimut konstant måles.

Imidlertid har gyrokompasset den ulempe at det behøver en aktueringstid (actuation time) på så mye som en time eller mer. Dessuten peker det magnetiske kompass mot jordmagnetismens nordpol slik at om skipets asimut bestemmes av det magnetiske kompass vil det nødvendigvis avvike fra sant nord.

Nylig er et navigeringssystem av typen globalt posisjoneringssystem (i det følgende ganske enkelt beteg-net som et GPS) foreslått for å unngå de ovennevnte ulemper og svakheter ved eksisterende teknologi, og dette kan konstant påvise et navigerende befordringsmiddels posisjon, såsom et skip eller lignende. GPS-systemet kan måle det navigerende befordringsmiddels posisjon på en tredimensjonal måte utfra data som leveres til det fra tre eller flere GPS-satellitter. Det forventes at i løpet av 1990-årene vil dette GPS-system kunne anvendes ved at det innføres en kommersielt tilgjengelig kode, d.v.s. en så-kalt C/A-kode.

I den GPS-signalbehandling som er basert på den ovennevnte ordinære måleprosess, kan utelukkende det navigerende befordringsmiddels posisjon måles, og det opptrer en alvorlig feil i prosessen for posisjonsmåling. Som en konsekvens, kan det navigerende befordringsmiddels asimut ikke måles ifølge GPS-systemet. På den annen side, presen-teres det en fremgangsmåte til beregning av det navigerende befordringsmiddels asimutvinkel. Ifølge denne fremgangsmåte beregnes det navigerende befordringsmiddels asimutvinkel ved hjelp av en to-posisjonsdifferensemessig finkalibret fremgangsmåte for samtidig måling som måler en fasedifferense for satellittradiobølger hvilket anvendes i den målemetode som kalles et differensialt GPS-system.

Et prinsipp ifølge denne målemetode vil bli beskrevet i det følgende under henvisning til fig. 1.

I fig. 1, viser henvisningstallene 1 og 2 til mot-taksantenner som er installert på et navigerende befordringsmiddel (ikke vist), slik som eksempelvis et skip, en bil, et fly eller lignende. En grunnlinjelengde, d.v.s. en avstand L, mellom de to antenner 1 og 2 er kjent. Radio- bølger fra disse antenner 1 og 2 leveres til en GPS-asimutberegningsenhet 3 som på grunnlag av den følgende be-regningsprosess beregner en asimutvinkelkomponent $ for det navigerende befordringsmiddel.

Slik det er vist i fig. 1, kan det antas at en radiobølge fra en enkelt GPS-satellitt 5 samtidig mottas av antennene 1 og 2. På det tidspunkt frembringes det, på grunn av GPS-satellittens 5 posisjon og avstanden L mellom antennene 1 og 2, en avstandsdifferense som er vist ved hjelp av henvisningstall D i fig. 1, mellom den radiobølge som mottas av antenne 1 og den radiobølge som mottas av antenne 2. Dersom det er en bestemt bærebølges radiobølge som oppfattes, kan i såfall denne avstandsdifferense D måles som radiobølgens faseforskjell (tidsforskjell). Dermed kan avstandsdifferensen D oppnås ved at faseforskjellen multipliseres med radiobølgens bølgelengde. Dersom avstandsdifferensen D er fremkommet, er avstanden L allerede kjent slik at det navigerende befordringsmiddels asimuvinkel i forhold til GPS-satellitt 5 kan beregnes som $ = cos"<1>(D/L) (1)

I denne måleprosess blir en mottakskode ikke alltid dekodet.

En asimutvinkel 6 som dannes av en linje som forbin-der GPS-satellitt 5 og antennene 1, 2 og sant nord (N) beregnes som følger: Etter at radiobølgen fra GPS-satellitten 5 er mot-tatt i antenne 1, mottas radiobølger fra minst to - eller flere - andre GPS-satellitter. Deretter dekodes de mottatte radiobølgers C/A-koder, og et overføringstidspunkt og et mot-takstidspunkt for radiobølgen fra GPS-satellitten beregnes for derved å oppnå en utbredningstid fra GPS-satellitten til antenne 1 for radiobølgen. Deretter beregnes en avstand fra antennen 1 til GPS-satellitten, d.v.s. avstanden fra GPS-satellitten til det navigerende befordringsmiddel ved å multiplisere den beregnede utbrednings tid med radiobølgens bølgelengde. Siden de posisjoner som er ekvidistante fra en GPS-satellitt befinner seg på en kuleformet flate hvis radius er lik avstanden, beregnes det tre kuleformede flater fra de tre GPS-satellitter samt et skjæringspunkt mellom de tre kuleformede flater, hvor-ved den mottakende antennes 1 posisjon bestemmes. Dersom mottaksantennens 1 posisjon er fremkommet, og idet GPS-satellittens 5 posisjon allerede er kjent, kan asimutvinkelen 8 beregnes utfra en retningscosinus av en posi-sjonsvektor fra antenne 1 til GPS-satellitten 5.

Elementet som anvendes til å utføre posisjonsbe-regningsprosessen utfra de mottatte radiosignaler for derved å oppnå antennens 1 posisjon, er en GPS-datamaskin-enhet 4 som mottar radiobølgen fra antennen 1. Videre er elementet til utførelse av den forannevnte beregning av <i> og beregningen av (4> + 8) på basis av posisjonsdata fra GPS-posisjonsberegningsenheten 4 og de data som mottas fra antennene 1, 2, GPS-asimutberegningsenheten 3.

Som beskrevet ovenfor, fremstilles det navigerende befordringsmiddels asimutberegningsenhet 3 i form av (3> + 8), som deretter utmates derifra i form av et digitalt signal.

Imidlertid, i det konvensjonelle måleapparat for asimutvinkel som gjør effektiv anvendelse av GPS-satellit-tene, behøver måleprosessen for asimutvinkel betydelig tid, og dermed kan asimutvinkel ikke måles kontinuerlig. Som en konsekvens av dette opptrer det, eksempelvis når et lite skip vender, en feil i måleprosessen for asimutvinkel på grunn av en forsinkelse i tid.

Videre har GPS-radiobølgen et areal og en tid hvori en målefeil øker, noe som henger sammen med GPS-satellittens lokalisering. I tillegg blir måleprosessen vanskelig-gjort på grunn av en magnetisk anomali som forårsakes av solaktiviteten.

Som en metode til å unngå de ovennevnte svakheter, er det foreslått en målemetode for asimutvinkel hvori en vinkelhastighetssensor (d.v.s. en hastighetsgyro) og et måleapparat for asimutvinkel som anvender det ovennevnte GPS kombineres. Imidlertid, i samsvar med den målemetode for asimutvinkel hvori den ovennevnte asimutvinkelhastig-hets sensor og måleapparaturen for GPS-asimutvinkel kombineres, er det, når en påvisningsakse for vinkelhastighet helles til siden mens skipet vender, den ulempe at det opptrer en feil i den asimutvinkel som påvises av vinkelhastighetssensoren.

Derfor er det et formål med den foreliggende oppfinnelse å frembringe et gyroapparat hvori de ovennevnte ulemper og svakheter som opptrer med kjent teknologi kan elimineres.

Mer spesifikt er det for den foreliggende oppfinnelse et mål å frembringe et gyroapparat hvori et navigerende befordringsmiddels, slik som et skips, asimutvinkel kan frembringes kontinuerlig og med høy nøyaktighet, og uten tidsforsinkelse.

For den foreliggende oppfinnelse er det et ytterligere mål å frembringe et gyroapparat som kontinuerlig kan frembringe en asimutvinkel med høy nøyaktighet selv når en feil ved en asimutvinkel som frembringes fra en GPS-satellitt øker.

For den foreliggende oppfinnelse er det nok et ytterligere mål å frembringe et gyroapparat hvori, når vibrasjonsgyroen, i det tilfelle det er den som anvendes, får lang levetid, lavt kraftforbruk og kort aktueringstid.

For den foreliggende oppfinnelse er det enda et ytterligere mål å frembringe et gyroapparat som kan måle ikke bare asimutvinkelen, men også posisjonen og hastigheten presist.

Gyroapparatet ifølge oppfinnelsen er kjennetegnet ved

a) en vinkelhastighetssensor som er festet til det navigerende befordringsmiddel slik at det navigerende

befordringsmiddels giringsakse blir anvendt som inngangsakse for vinkelhastighetssensoren,

b) en adderer som blir tilført et utgangssignal fra

vinkelhastighetssensoren,

c) en integreringsenhet for integrering av utgangssignalet fra addereren, d) en sammenligningsenhet for sammenligning av et utgangssignal fra integreringsenheten med befordringsmidlets asimutvinkel som er resultatet av mottak av satellittradiobølgene med beregningsenheten, e) en kompensasjonsenhet for kompensasjon av et avvik som er påvist av sammenligningsenheten, og f) en enhet for mating av et utgangssignal fra kompensasjonsenheten til en terminal for negative inngangssignaler til addereren, idet det navigerende befordringsmiddels asimutvinkel kan fremskaffes kontinuerlig med god nøyaktighet fra integreringsenheten.

Med gyroapparatet ifølge den foreliggende oppfinnelse kan asimutvinkelen måles kontinuerlig uavhengig av den utgående syklusverdi av GPS-satellittens asimutvinkel-beregningsenhet og dessuten uavhengig av det navigerende befordringsmiddels holdningsvinkel. Derfor kan asimutvinkelen måles meget nøyaktig uten en tidsforsinkelse av asimutmåleverdien på grunn av bevegelse av det navigerende befordringsmiddel, slik som et skip eller lignende.

Oppfinnelsen vil nå beskrives ved hjelp av eksempel under henvisning til de medfølgende tegninger, hvori-gjennom like deler er henvist til med like betegnelser, og hvori: Fig. 1 viser et skjematisk diagram som anvendes til å forklare et prinsipp for måling av en asimutvinkel for et navigerende befordringsmiddel i samsvar med kjent teknologi . Fig. 2 viser et skjematisk diagram som anvendes til å forklare et prinsipp for måling av en asimutvinkel, en krengningsvinkel og stigningsvinkel på basis av et globalt posisjoneringssystem (GPS) i gyroapparatet. Fig. 3 viser et blokkdiagram for en utførelsesform av et gyroapparat ifølge med den foreliggende oppfinnelse. Fig. 2 viser et skjematisk diagram som anvendes til

å forklare et prinsipp for måling av en asimutvinkel, en krengningsvinkel og en stigningsvinkel på basis av GPS-systemet i samsvar med den foreliggende oppfinnelse og fig. 3 er et blokkdiagram som viser en utførelsesform ifølge den foreliggende oppfinnelse som anvender en vinkelmålt verdi som frembringes av den GPS som er vist i fig. 2.

I fig. 2 og 3, er deler som tilsvarer disse i fig. 1 merket med de samme betegnelser, og de behøver derfor ikke å beskrives i detalj.

Fig. 2 viser et arrangement hvori andre vinkler som er målt ved hjelp av det GPS-system som er vist i fig. 1 enn asimutvinkelen, d.v.s. en krengningsvinkel og en stigningsvinkel for et navigerende befordringsmiddel, kan måles. Slik det er vist i fig. 2, er mottaksantennen 1 installert på et navigerende befordringsmiddel (d.v.s. skip) med sikte på å motta en radiobølge fra GPS-satellitten (ikke vist). Deretter, under henvisning til den mottaksantenne 1 som nettopp er installert, installeres mottaksantenne 2 i en avstand fra mottaksantennen 1 tilsvarende en viss grunnlinj elengde Lxog en mottaksantenne 16 installeres på et punkt i en avstand fra mottaksantenne 1 tilsvarende en viss grunnlinjelengde L2i det samme plan med en forhåndssatt vinkel 8 derimellom.

Disse spesifikke numeriske verdier kan være slik at Lx= L2= 1 m og at 8 = 90°. I dette tilfelle, antas to-retningen å være et skips fartsretning. Utgående fra mot-taksantennene 1, 2 og 16 som er installert på denne måte er inngående til beregningsenheten 6 for GPS-vinkel som måler og deretter beregner en asimutvinkel, en krengningsvinkel og en stigningsvinkel for et navigerende befordringsmiddel på en tredimensjonal måte ved anvendelse av utgående fra GPS-posisjonsberegningsenheten 4 på basis av det prinsipp som er beskrevet tidligere i forbindelse med fig. 1.

Det system som er vist i fig. 3 er konstruert ved anvendelse av asimutvinkelutgående, krengningsvinkelut- gående og stigningsvinkelutgående som er målt ved hjelp av det arrangement som er vist i fig. 2.

I fig. 3 betegner henvisningstall 10 en vinkelhastighetssensor, såsom en hastighetsgyro som er festet til et navigerende befordringsmiddels skrog, d.v.s. et skipsskrog, på en slik måte at en vertikalakse for skipsskroget antas å være dens inngangsakse. Vibrasjons- eller vibreringsgyroen 10 er hastighetsgyroen uten et roterende organ slik at på basis av et prinsipp i dynamikken hvori en corioliskraft virker i den retning som er vinkelrett på både en vibrasjonsvektor og en vinkelhastighetsvektor som når den er en vinkelhastighet på det vibrerende objekt i retningen vinkelrett på den vibrerende vektor, utfra corioliskraften påviser størrelse og retning av vinkelhastigheten og mater ut en vinkelhastighet i form av en analog spenning. Tilfeldigvis, når vibrasjonsgyroen 10 anvendes som vinkelhastighetssensor, er denne vibrasjons-gyro ikke forsynt med det roterende organ og den har derfor lang levetid, kort aktueringstid og lavt kraftforbruk.

Som vist i fig. 3 leveres vibrasjonsgyroens 10 utgående vinkelhastighet til en analog-til-digital (A/D) omformer 11, hvori den omformes til et digitalt signal. Deretter korrigeres dette digitale signal for helningen av den gyroinngående akse ved hjelp av en korreksjonsenhet 12, som vil bli beskrevet senere. Det digitale signal som dermed er korrigert ved hjelp av helningskorreksjonsenheten leveres gjennom en adderer E til en integrator 13. Integratoren 13 har til oppgave å integrere en vinkelhastighet, og utgående der fra representerer en vinkel. Utgående vinkel fra integratoren 13 er innstilt slik at vibrasjonsgyroens 10 inngående akse blir vertikalaksen. Dermed kan integratorens 13 utgående vinkel anses som en asimutvinkel for det navigerende befordringsmiddel.

På den annen side sammenlignes den utgående asimutvinkel som er beregnet ved hjelp av beregningsenheten 6 for GPS-vinkel i fig. 6 med asimutvinkelen, noe som fremkommer ved integrering av vibrasjonsgyroens 10 utgående, ved hjelp av en komparator C, og en restvinkel derimellom er inngående til en kompensasjonsberegningsenhet 14. Kom-pensas j onsberegningsenheten 14 er dannet av (proporsjonal forsterking K + integrering) og fungerer ved at rest-vinkelen multipliseres med K. Et utgående som multipliseres med K fra kompensasjonsberegningsenheten 14 mates tilbake til addereren E ved integratorens 13 innmatings-trinn i form av en motsatt kode.

Dersom systemet er konstruert slik det er beskrevet ovenfor, kan asimutvinkelen, som fremkommer fra integra-sjonen av vibrasjonsgyroens 10 utgående vinkelhastighet, følge asimutvinkelen fra GPS-vinkelberegningsenheten 6. Dermed, selv om GPS-vinkelberegningsenhets 6 utgående syklus utvides, vil asimutvinkelen bli kompensert for av vibrasjonsgyroen 10 under nevnte periode slik at en kontinuerlig og nøyaktig asimutvinkel konstant kan bli matet ut.

Den utgående krengningsvinkel og utgående stigningsvinkel fra GPS-vinkelberegningsenheten 6 leveres til helningskorreksjonsenheten 12 og anvendes til å korrigere vibrasjonsgyroens 10 utgående vinkelhastighetsfeil på grunn av endringen i det navigerende befordringsmiddels holdningsvinkel, noe som gjør det mulig å påvise det navigerende befordringsmiddels bevegelse i horisontalplanet korrekt.

Dersom man betrakter denne funksjon i det tilfelle hvor det navigerende befordringsmiddel vender med en krengning med vinkel a, finnes det en vendingsvinkel-hastighet co som påvises av gyroen, og som befinner seg i det plan som heller med vinkel a, slik at en vinkelhastighet innen horisontalplanet representeres ved co x cos a. Dernest er asimutvinkelen, som fremkommer ved integrering av vinkelhastigheten, den vinkel som befinner seg i horisontalplanet slik at, når utgående co fra den gyro som er festet til skipsskroget anvendes, opptrer det en feil på 1

- cos a mellom den og en sann verdi.

Dette gjelder også i det tilfelle hvor det navi gerende befordringsmiddel vender under stigningen, og det som resultat opptrer en feil p.g.a. stigningsvinkelen.

Helningskorreksjonsenheten 12 er et element som på basis av det ovennevnte prinsipp anvender signalet fra GPS-en til å korrigere den feil som skyldes det navigerende befordringsmiddels holdningsvinkel. Utfra denne helningskorreksjonsenhet 12 blir det mulig å måle asimutvinkelen med stor nøyaktighet.

Et visningsenhet 15 i fig. 3 er et element som deretter viser asimutvinkelen fra integratoren 13 og utgående posisjonsdata fra GPS-posisjonsberegningsenheten 4.

I fig. 3 representerer en stiplet blokk en kontrollenhet 16 som hindrer utgående fra komparatoren C i å leveres til kompensasjonsberegningsenheten 14 når kompara-torens C utgående verdi overstiger en bestemt referanseverdi (f.eks. 5°). Eksempelvis kan kontrollenheten 16 være dannet av en komparator som i den ene inngangsterminal tilføres den ovennevnte konstante verdi og i den andre inngangsterminal tilføres komparators C utgående. Når enhetens 14 utgående er større enn den ovennevnte referanseverdi, deriverer ikke kontrollenheten 16 det utgående .

Slik det er fremsatt i det ovenstående, kan det i samsvar med den foreliggende oppfinnelse bevirkes følgende effekter: 1) Asimutvinkelen for et navigerende befordringsmiddel slik som et skip eller lignende kan med stor nøyaktighet frembringes kontinuerlig.

2) Asimutvinkelen kan måles uten tidsforsinkelse.

3) Selv når en feil for en asimutvinkel som er fremkommet fra GPS-satellitten økes, kan asimutvinkelen kontinuerlig frembringes med stor nøyaktighet. 4) Når vibrasjonsgyroen anvendes, har gyroapparatet lang levetid, lavt kraftforbruk og kort aktueringstid. 5) Ikke bare asimutvinkelen, men også posisjonen og hastigheten kan måles nøyaktig.

Claims (3)

1. Gyroapparat med første, andre og tredje satellittmottaksantenne (1,2,16) med forutbestemt innbyrdes avstand (L-^,!^) som er installert på et navigerende befordringsmiddel og, med en beregningsenhet (6) for beregning av befordringsmidlets asimutvinkel, krengningsvinkel, stigningsvinkel og posisjon ved anvendelse av minst tre satel-littradiobølger som mottas av antennene (1,2,16) og faseforskjellen mellom radiobølgene,karakterisert ved: a) en vinkelhastighetssensor (10) som er festet til det navigerende befordringsmiddel slik at det navigerende befordringsmiddels giringsakse blir anvendt som inngangsakse for vinkelhastighetssensoren (10) , b) en adderer (E) som blir tilført et utgangssignal fra vinkelhastighetssensoren (10), c) en integreringsenhet (13) for integrering av utgangssignalet fra addereren (E), d) en sammenligningsenhet (C) for sammenligning av et utgangssignal fra integreringsenheten (13) med befordringsmidlets asimutvinkel som er resultatet av mottak av satellittradiobølgene med beregningsenheten (6), e) en kompensasjonsenhet (14) for kompensasjon av et avvik som er påvist av sammenligningsenheten, og f) en enhet for mating av et utgangssignal fra kompensasjonsenheten (14) til en terminal for negative inngangssignaler til addereren (E), idet det navigerende befordringsmiddels asimutvinkel kan fremskaffes kontinuerlig med god nøyaktighet fra integreringsenheten (13).

2 . Gyroapparat i samsvar med krav 1,karakterisert vedat en inklinasjonskorreksjons-enhet (12) for befordringsmidlet er innføyet mellom en utgangsside for vinkelhastighetssensoren (10) og addereren (E) og er innrettet til å benytte utgangs-krengningsvinkel- og stigningsvinkelsignaler som er bereg net i beregningsenheten (6) på grunnlag av satellittradio-bølgene for korrigering av vinkelhastigheten.

3 . Gyroapparat i samsvar med krav 1,karakterisert veden kontrollenhet (16) som er anordnet mellom sammenligningsenheten (C) og kompensasjonsenheten (14) og som ved en av dens innterminaler er forsynt med en konstant referanseverdi og ved dens andre innterminal blir tilført et utgangssignal fra sammenligningsenhet en, slik at når sammenligningsenhetens utgangssignal er større enn den konstante referanseverdi, frembringer kontrollenheten intet utgangssignal.