RU1783302C - Гироскопическое устройство дл определени курса - Google Patents

Abstract

Изобретение относитс  к области при; боростроени  и может быть использовано при создании гирокомпасов дл  подвижных объектов. Целью изобретени   вл етс  повышение точности выработки поправки дл  компенсации инерционной девиации гирокомпаса при маневрировании обьекта. Поставленна  цель достигаетс  тем, что с индикатора горизонта снимают сигнал, содержащий информацию об отклонении главной оси гироскопа от плоскости1 горизонта и о северной составл ющей линейного ускорени  обьекта, и подают его в блок выработки поправки, в состав которого входит математическа  модель чувствительного элемента гирокомпаса. 3 ил.

Description

Предлагаемое изобретение относитс  к области приборостроени  и может быть использовано при создании гирокомпасов дл  подвижных объектов.

Основным недостатком гирокомпасов, несмотр  на совершенствование схем чувствительных элементов, продолжает оставатьс  возникающа  при маневрировании объекта инерционна  погрешность.

Дл  дальнейшего повышени  точности гирокомпасов во врем  маневра объекта получили развитие методы и способы пред- вычислени  и компенсации инерционных девиаций с применением современной вычислительной техники.

Аналогом за вл емого устройства может быть схема компенсации силы инерции, действующа  на ма тник индикаторного горизонта гирокомпаса при маневрировании объекта. Согласно этой схеме рекомендуетс  на основании внешних данных о характере маневра объекта рассчитывать текущее значение действующего на гирокомпас ускорени  VN и с помощью электромагнитного датчика силы воздойствопать на рабочее тело индикатора горизонта в соответствии с формулой,

F -mVisittV

Ускорение UN(t) предлагаетс  вычисл ть по формуле

VixiW V(t) cosK(t) - V(t) (o (t) sinK(t). где K(t) - курс объекта;

V(t) - скорость объекта;

v(t) - ускорение обьекта;

w (t) - углова  скорость объекта.

Основным недостатком этого способа  вл етс  невысока  точность компенсации действующего на рабочее тело индикатоог горизонта линейного ускорени  VN, котора  обусловлена значительными погрешност ми определени  бортовыми техническими средствами исходной информации о линейной V и угловой «мскорост х бъекта и особенно линейного ускорени  V.

Ближайшим прототипом за вл емого устройства может служить курсова  система , описанна  в журнале Navigation (France). 1975. 23. № 91, с. 274-285 (франц.) В этой системе показани  гирокомпаса корректируютс  с помощью ЭВМ, в пам ть коСП

С

-ч

00

со

СА О

к

торой заложена адекватна  математическа  модель гирокомпаса. При этом в ЭВМ надлежит непрерывно вводить информацию о курсе, линейной и угловой скорост х и линейном ускорении объекта.

Система содержит (фиг. 1) гирокомпас 1, электронную вычислительную машину 2 и сумматор 3.

Электрический сигнал, содержащий информацию о курсе ГКт, который во врем  маневра объекта и после его завершени  обременен инерционной погрешностью 21, снимаетс  через выход 1 гирокомпаса и подаетс  на входы 1 ЭВМ и сумматора. На входы 3, 4, 5 ЭВМ от бортовых технических средств поступают электрические сигналы, пропорциональные V, V, со. С выхода 2 ЭВМ информаци  о поправке CQ, предназначенной дл  компенсации инерционной погрешности гирокомпаса, подаетс  на вход 3 сумматора. С выхода 2 этого сумматора будет сниматьс  откорректированное значение курса ГК2, равное ГКа 1/1К+ а.- аз. .

Точность коррекции курса объекта характеризуетс  величиной Е -а - а.2 , котора  в свою очередь определ етс  ошибками источников внешней информации о движении объекта и ошибками вычислени  возмущени  VN.

Таким образом, основным недостатком и этого способа  вл етс  невысока  точность коррекции показаний гирокомпаса во врем  маневра и после его завершени , обусловленна  ошибками определени  параметров движени  объекта бортовыми техническими средствами и, как следствие, неточное вычисление с помощью ЭВМ поправки «г , предназначенной дл  компенсации инерционной погрешности а.

Целью изобретени   вл етс  повышение точности определени  курса при манев- рировании объекта на основе использовани  внутренней информации гирокомпаса дл  вычислени  в реальном масштабе времени с помощью ЭВМ поправки, предназначенной дл  компенсации инерционной погрешности, путем исключени  ошибок во внешней информации, получаемой бортовыми техническими средствами о параметрах движени  объекта и используемой дл  коррекции гирокомпаса.

Существенна  отличительна  особенность предлагаемого гироскопического устройства дл  определени  курса состоит в том, что сигнал } 1 , содержащий информацию об отклонении главной пси гироскопа на угол от плос кости горизонта, а также необходимую дп  производства коррекции информацию о северной составл ющей линейного ускорени  VN объекта, снимают непосредственно с индикатора горизонта гирокомпаса и без какой-либо обработки подают в блок выработки поправки дл  компенсации инерционной девиации, который содержит математическую модель чувствительного элемента гирокомпаса.

Ранее так никто не поступал. Возможность реализовать предлагаемое устройство по вилась только после создани  корректируемых гирокомпасов без скоростной девиации, имеющих интегратор дл  автоматической компенсации любых статических погрешностей гирокомпаса по координате , в том числе обусловленных технологическим несовершенством гиро- блока.

Изобретение по сн етс  рисунками, где на фиг, 1 изображена блок-схема прототипа; на фиг. 2 - блок-схема предлагаемого устройства 1; на фиг. 3 принципиальна  схема устройства дл  коррекции показаний гирокомпаса во врем  маневра и после его завершени .

В блок-схему предлагаемого устройства (фиг. 2) вход т гирокомпас 1, блок 2 выработ- ки поправки дл  компенсации инерционной девиации гирокомпаса, сумматор 3.

Электрический сигнал у , содержащий

информацию о положении рабочего тела индикатора горизонта, снимаетс  через выход

1гирокомпаса 1 и подаетс  на вход 1 блока

2выработки поправки.

С выхода 2 гирокомпаса 1 информаци 

о курсе Г«1, который во врем  маневра объекта и некоторое врем  после его завершени  обременен информационной девиацией о., подаетс  на вход 1 сумматора 3. С выхода 2 бпока 2 информаци  о

поправке ccz ,, предназначенной дл  компенсации инерционной погрешности а , подаетс  на вход 3 сумматора 3. С выхода 2 сумматора 3 снимаетс  откорректированное значение курса ГКа объекта, равное

«1 -02 .

Функционирование курсовой системы более обсто тельно иллюстрируетс  принципиальной схемой, приведенной на фиг. 3 В состав схемы вход т гирокомпас 1.

блок 2 выработки поправки дл  компенсации инерционной девиации, сумматор 3. з также ключ 4 и пульт 5 управлени .

К схеме собственно гирокомпаса 1 относ тс  индикатор 6 горизонта, интегратор 7.

корректор 8, сумматоры 9 и 10, датчики момента 11 и 12, гироскоп 13 и датчик 14 курса Внешн   информаци  о скорости V судна подаетс  в корректор 8 гирокомпаса от датчика лага 15. а внешн   информаци  о

широте места вводитс  в корректор вручную с помощью задатчика 16

В блоке 2 выработки поправки реализована математическа  модель гироскопического чувствительного элемента, включающа  в себ  модели 17-20 интегратора 7, датчиков 11 и 12 моментов, гироскопа 13 соответственно и сумматоры 21-24.

Необходимо подчеркнуть, что иметь в блоке выработки поправки модель корректора 8, предназначенного дл  компенсации гироскопических моментов, нет необходимости , так как закладывать эти моменты в модель гироскопического чувствительного эле.мента с тем, чтобы затем их компенсировать , не имеет смысла.

Функционирование схемы при движении судна с посто нной скоростью происходит следующим образом

Индикатор 6 горизонта установлен на гироскопе 13 так, что его ось чувствительности параллельна главной оси гироскопа, Поэтому любое отклонение гироск.опа 13 на угол от плоскости горизонта сразу же регистрируетс  индикатором 6. К каналу распространени  информации о величине угла относ тс  выход 1 гироскопа 13 и вход индикатора горизонта. Индикатор б осуществл ет измерение угла , и сигнал yi,  вл ющийс  при посто нной скорости судна функцией угла /3i , с выхода индикатора горизонта одновременно подаетс  как в схему гирокомпаса, так и на информационный вход ключа 4.

В схеме гирокомпаса сигнал yi подаетс  на входы 1 сумматоров 9 и 10 и интегратора 7, с выхода которого сигнал,

t пропорциональный /yi dt, подаетс  на

о

вход 2 сумматора 9 На вход 3 сумматора 9 с выхода 1 корректора 8 подаетс  сигнал, пропорциональный ш$ sin р . С выхода сумматора 9 сумма упом нутых сигналов подаетс  на вход датчика 11 моментов, который будет накладывать на гироскоп 13 момент ,  вл ющийс  функцией величин

t yi /yi dt и Wfc sin p Благодар  действию

о

этого момента, главна  ось гироскопа по окончании переходного процесса располагаетс  в плоскости истинного горизонта. Поэтому при стационарном движении судна установившиес  значени  координат и yi будут равны О

На вход 2 сумматора 10 с выхода 2 корректора 8 подаетс  сигнал пропорциональный скорости Vn судна вдоль меридиана. С выхода сумматора 10 на датчика 12

моментов сумма двух сигналов, один из которых пропорционален yi , а другой - VN.

Датчик 12 моментов будет налагать на гироскоп 13 момент Lz, под действием кото- 5 рого главна  ось гирокомпаса по окончании переходного процесса располагаетс  в плоскости истинного меридиана. Значение выходной координаты а гирокомпаса, снимаемой с выхода 2 гироскопа 13 и пода0 ваемой на вход датчика 14 курса, будет равно нулю. Поэтому с выхода датчика 14 курса при будет сниматьс  истинный курс И К объекта

После прихода гирокомпаса в меридиан

5 с пульта 5 управлени  через его выходы 1-4 и одноименные входы блока 2 на входы 2 сумматоров 23, 24 и 21 соответственно подаютс  значени  начальных координат (h /fco 0; «2 020 0, yi ую 0, а

0 на вход 2 блока 20 формировани  модели гироскопа подаетс  начальна  широта р0 . Одновременно командный сигнал с пульта 5управлени  через его выход 5 подаетс  на управл ющий вход ключа 4, и выход индика5 тора 6 горизонта будет подключен ключом 4 к входу 5 блока 2 выработки поправки Но так как координата i при нахождении гирокомпаса в положении равновеси  равную нулю, то и выходна  координата cti блока

® выработки поправки также будет равна нулю

В случае движение объекта с ускорением VN индикатор 6 горизонта будет отклонен от нулевого положени  и сигнал yi на выходе индикатора 6 будет  вл тьс  функцией не только угла , но и ускорени  VN Этот сигнал, воздейству  через датчики 11 и 12 моментов на гироскоп 13, приводит к по влению в показани х гирокомпаса инерционной погрешности а, и с выхода датчика курса на сумматор 3 будет сниматьс  курс а .

Функционирование математической

с модели чувствительного элемента гирокомпаса блока выработки поправки определ  етс  аналогичным со з ми и поэтому с выхода 1 блока 2 на втсрой вход сумматора 3 будет подаватьс  поправка «2 . предназ0 наченна  дл  компенсации инерционной погрешности. Поправка аг складываетс  в сумматоре 3 с курсом ГКч и корректирует его. На выходе сумматора 3 будет иметь место откорректированный курс

5ГКа «1 -а.2

Дл  теоретического обосновани  пред латаемого автономного способа коррекции показаний гирокомпаса при маневрирОЕа нии объекта и оценки точности определени  курса судна произведем анализ системы

0

дифференциальных уравнений, описывающих функционирование курсовой системы, показанной на фиг 3.

В первом приближении искома  система уравнений может быть представлена в следующем виде:

Hiai +Ayiyi -Hiotfslnp+ZT +Ki J yi dt 4-H2ft#sinp 0

n

о

Гирокомпас

Мат. модель гирокомпаса в ЭВМ

- Hi СЕЙ COS 900:1 + Aziyi - Hi tWiyi+yi /3l+- L

У H2 CCl + Ay2 У1 + K2 /yi/dt 0

т--О

H2 $2 - H2 ЫЈ COS «2 4- A z2 У1 О

VN Ж

+

tXi- 02 ГК2 ,

(1)

Сумматор

курс.

системы

где а ,, yi - координаты, характеризую- VN-меридиональна  составл юща  лищие положение главной оси гирос.опиче- 20 нейного ускорени  объекта во врем  манев- ского чувствительного элемента и-ма тника

индикатора горизонта гирокомпаса соответственно ,1

xi ,р2 - расчетные значени  координат положени  чувствительного элемента 25 гирокомпаса, снимаемые с выхода ЭВМ;

Hi, Ayi, AZ1 - Кинетический момент и модули управл ющих моментов гирокомпаса;

Н2; АУ2; Az2 - значени  кинетического момента и модулей управл ки (их моментов, введенные в миниЭВМ и корректор гирокомпаса;

Ki - передаточное число интегратора;

К2 - значение передаточного числа интегратора , введенного в ЭВМ;

U - момент технологического происхождени ;

t-текущее врем ;

гиг1 - посто нна  времени индикатора горизонта;40

w& , р, д - углова  скорость вращени  Земли, широта места, ускорение силы т жести;

И К - истинный курс объекта;

30

35

ра.

Наличие в уравнени х движени  гирокомпаса момента Ki /yi dt интегратора укао

зывает на необходимость последовательного анализа этих уравнений сначала в интервале времени переходного процесса после пуска гирокомпаса:

, где т.™ - окончание переходного процесса;

tno - начало переходного процесса; а затем и в интервале времени маневра:

tM ti - to, где to - момент начала маневра;

ц - момент окончани  маневра; и, наконец, в интервале времени переходного процесса, в течение которого имеют место инерционные погрешности, вызванные маневром.

1. Допустим, что гирокомпас включен на ходу судна, когда его скорость посто нна. Проанализируем движение системы (1) после завершени  переходного процесса. Дл  отыскани  частных решений системы (1)

-иишнмыикурсроъекта;отыскани  частных решений системы ;(1)

ГКт - гирокомпа ;ныи курс (без коррекции): вначале необходимо первое уравнение этой ГК2 -. гирокомпасный курс (после кор- системы продифференцировать по времерекции ); ни- Поэтому система (1) примет следующий

вид:

HiftЈ :ospai + Aziy (Hi

HI«I +Ayiy-i Kiy 0

Гиг1У+ У1 -p

H2 аг + АУ2 yi 4- «2 /yi dt 0

о H2 fh -Ho ft# COS p Ol + A z2 У1 0

ГК -(/2

i J yi dt 4-H2ft#si

n

о

VN Ж

+

(1)

нейного ускорени  объекта во врем  манев-

ра.

Наличие в уравнени х движени  гирокомпаса момента Ki /yi dt интегратора укао

зывает на необходимость последовательного анализа этих уравнений сначала в интервале времени переходного процесса после пуска гирокомпаса:

, где т.™ - окончание переходного процесса;

tno - начало переходного процесса; а затем и в интервале времени маневра:

tM ti - to, где to - момент начала маневра;

ц - момент окончани  маневра; и, наконец, в интервале времени переходного процесса, в течение которого имеют место инерционные погрешности, вызванные маневром.

1. Допустим, что гирокомпас включен на ходу судна, когда его скорость посто нна. Проанализируем движение системы (1) после завершени  переходного процесса. Дл  отыскани  частных решений системы (1)

отыскани  частных решений системы ;(1)

вначале необходимо первое уравнение этой системы продифференцировать по време (2)

Полага , что а 0; /5i 0; yi 0, находим частные решени  по координатам /3i , yi . он:

„, Hi-H2VNn}

a 1ч R7 Ro-fttfcosyV(3)

Решени  (З) показывают, что сигнал yi4 на выходе индикатора горизонта после окончани  переходного процесса при стационарном движении судна равен нулю как при , так и при имеющемс  вредном моменте U const, который действует на гирокомпас . Это качество прибора, достигнутое благодар  применению интегратора, и позвол ет эффективно использовать ЭВМ дл  компенсации инерционных девиаций гирокомпаса.

С учетом сказанного первое уравнение системы (1) к моменту прихода гирокомпаса в меридиан можно переписато так:

Hi ai+Ayiyi

1пк

(Hi-H2) sin ip -Lr-Ki / yi dt (4)

t no

11

11

Hidi + Ayi yi+Ki/dt 0

to

Hi/3i -HiftЈcospai + Aziyi

V/..

VN gti

TnrlVl +У1 +

П H2 аг + Ay2 yi + K2 / yi dt 0

to

H2 fa - H2 (a$ cos p ai + A z2 yi

ГК1 - 02 ГК2

Из системы уравнений (7) видно, что движение реального гироскопического чувствительного элемента гирокомпаса и его динамической модели вполне определ етс  при заданных начальных услови х.

Принима  как момент начала ма- невра и обоснованно счита , что начальные координаты гирокомпаса аю , /Зю . УЮ в этот момент времени имеют значени , определ емые формулами (3), начальные услови  дл  динамической модели гироскопическо- го чувствительного элемента задаютс  нулевыми:

У1 ую 0 . Д -/fee 0 , «2 «2о О и ввод тс  в ЭВМ.55

При выполнении требований

Hi H2;Ayi Ay2 Ki K2, (8)

Но тогда как координата , то это означает , что на выходе интегратора к моменту времени т.пк формируетс  посто нный сигнал:

tnic

/yidt -bi-Hi -Н2

v v.auslrxp,

tnoMM

а первое уравнение системы.(1), описывающее движение гирокомпаса после завершени  переходного процесса, может быть представлено так:

11 Hi а + АУ1 yi+ Ki J yi dt 0.(6)

to

где за t0 может быть прин т любой момент времени после завершени  переходного процесса гирокомпаса.

2. Дл  случа  движени  объекта с ускорением вдоль меридиана систему уравнений (1), описывающую движение всей курсовой системы, с учетом уравнени  (6) можно записать так:

IT)

когда значени  всех параметров гироскопического чувствительного элемента введены в динамическую модель ЭВМ и в корректор без ошибок, координаты ои (t),(t) на выходе гироскопического чувствительного элемента будут соответственно равны значени м поправок «г (t) и fk (t) на выходе микропроцессора как во врем  маневра, так и после его завершени , Это означает, что на выходе курсовой системы будет иметь место полна  компенсаци  инерционной погрешности.

При нарушении условий (8) (из-за неточного знани  параметров гирокомпаса) на выходе системы будет иметь место остаточна  нескомпенсированна  погрешность ( ai - «г ). но ее величина будет по крайней мере на пор док меньше инерционной девиации прототипа.

Решение системы дифференциальных уравнений (7) было произведено на ЭВМ Искра-226. Как показали расчеты при соблюдении требований (8), остаточна  инерционна  погрешность ( ел - «г) курсовой системы оказалась равной нулю и, следовательно , маневрирование объекта вдоль меридиана в принципе не сказываетс  на точности этой курсовой системы.

Таким образом, на основании изложенного следует, что реализаци  предлагаемого гироскопическог,о устройства позвол ет резко повысить точность определени  курса во врем  маневра за счет исключени  его показаний инерционной девиации.

Основные достоинства за вл емого устройства состо т в следующем:

1.Существенно повышаетс  точность определени  курса при маневрировании объектов. Инерционные погрешности, достигающие в современных гирокомпасах нескольких градусов, уменьшаютс  на пор док и будут на уровне инструментальных ошибок (0.1-0.2°).

2.Устройство полностью автономно. Внешн   информаци  об угловой скорости объекта и его линейном ускорении дл  коррекции устройства во врем  маневра на объекте не нужна.

3.Высока  точность предлагаемого устройства во врем  ,маневра объекта дает основание рекомендовать применение этих приборов не только на быстроходных корабл х морского флота, но и на летательных аппаратах в авиации.

4.Легко организовать непрерывный контроль за надежностью функционировани  курсовой системы и точностью ее показаний . Дл  этого достаточно вывести из ЭВМ на информационные табло значени  координат CKi и /% .

5.Полностью исключаетс  колебательность в движении объекта после маневра относительно заданного пути, котора  порождалась динамикой инерционной погрешности гирокомпаса после маневра. Благодар  этому существенно повышаетс  надежность кораблевождени  в целом при одновременной экономии топлива. Экономический эффект от применени  данного способа только по морскому флоту составит сотни тыс ч рублей ежегодно.

Claims (1)

1. Формула изобретени  Гироскопическое устройство дл  определени  курса, содержащее блок выработки поправки дл  компенсации инерционной девиации гирокомпаса, интегратор, гироскоп с датчиками момента по двум каналам, датчиком курса и индикатором горизонта, первый сумматор, причем выход датчика

   курса и выход блока выработки поправки соединены соответственно с первым и вторым входами первого сумматора, выход которого  вл етс  выходом устройства, а

   также последовательно соединенные задат- чик широты, корректор гироскопа и второй сумматор, второй вход которого соединен непосредственно с выходом индикатора горизонта , а третий вход соединен с индика0 тором горизонта через интегратор, третий сумматор, первый и второй-входы которого соединены соответственно с вторым выходом корректора и вторым входом второго сумматора, а также лаг, выход которого со5 единен с вторым входом корректора, выходы второго и третьего сумматора соединены соответственно с входами датчиков момента гироскопа, отличающеес  тем, что, с целью повышени  точности выработки по0 правки дл  компенсации инерционной девиации гирокомпаса при маневрировании объекта, в него введены пульт управлени , выходы которого с первого по четвертый соединены соответственно с входами с пер5 вого по четвертый блока выработки поправки , и управл емый ключ, управл ющий вход которого соединен с п тым выходом пульта управлени , выход индикатора горизонта соединен с сигнальным входом ключа, вы0 ход которого соединен с п тым входом бло ка выработки поправки, причем блок выработки поправки выполнен в виде последовательно соединенных четвертого сумматора, модели интегратора, п того сум5 матора, первого блока формировани  модели датчика момента, блока формировани  модели гироскопа и шестого сумматора, второй вход которого соединен с первым входом блока выработки поправки, а его

   0 выход  вл етс  вторым выходом устройства , второй вход блока формировани  модели гироскопа соединен с четвертым входом блока выработки поправки, первый и второй входы четвертого сумматора соединены со5 ответственно с третьим и п тым входами блока выработки поправки, а также второго блока формировани  модели датчика момента , выход которого соединен с третьим входом блока формировани  модели гиро0 скопа, и седьмого сумматора, первый и второй входы которого соединены соответственно с вторым выходом блока формировани  модели гироскопа и вторым входом блока выработки поправки, выход

   5 седьмого сумматора соединен С первым выходом блока выработки поправки, выход четвертого сумматора соединен также с вторым входом п того сумматора и входом второго блока формировани  модели датчика момента.

   фиг. &