RU2169903C1 - Гироскопическая навигационная система - Google Patents
Гироскопическая навигационная система Download PDFInfo
- Publication number
- RU2169903C1 RU2169903C1 RU2000125667/28A RU2000125667A RU2169903C1 RU 2169903 C1 RU2169903 C1 RU 2169903C1 RU 2000125667/28 A RU2000125667/28 A RU 2000125667/28A RU 2000125667 A RU2000125667 A RU 2000125667A RU 2169903 C1 RU2169903 C1 RU 2169903C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- platform
- axis
- axes
- gyroscope
- sensors
- Prior art date
Links
Images
Landscapes
- Gyroscopes (AREA)
- Navigation (AREA)
Abstract
Система может быть использована при создании прецизионных мобильных гироскопических навигационных систем, способных автономно вырабатывать всю номенклатуру навигационных параметров. Система содержит две гироплатформы, первая из которых помещена во внешний двухосный карданов подвес, вторая - в трехосный карданов подвес. Оба карданова подвеса имеют внешние вертикальные оси и установлены на одном жестком основании. На первой гироплатформе установлены трехстепенный гироскоп с вектором кинетического момента, параллельным плоскости платформы, и один акселерометр. На второй платформе установлены трехстепенный гироскоп с вектором кинетического момента, ортогональным плоскости платформы, и два акселерометра. Гироскопы имеют по два датчика момента и по два датчика угла. На цапфе первой платформы установлен двигатель стабилизации. На внешней вертикальной оси двухосного карданова подвеса и по всем осям трехосного карданова подвеса установлены двигатели стабилизации и датчики угла. В систему включен также блок управления и выработки навигационных параметров. Выходы датчиков угла гироскопов, акселерометров и датчиков угла, установленных по осям кардановых подвесов, соединены с входами этого блока, а его выходы соединены с входами датчиков момента гироскопов и двигателей стабилизации. В системе практически отсутствуют погрешности, вызываемые взаимным вибрационным влиянием гироскопов, постоянными горизонтными дрейфами гироскопов, а также "румбовые" погрешности. 3 ил.
Description
Изобретение относится к области навигационного приборостроения и может быть использовано при создании прецизионных мобильных гироскопических навигационных систем, способных автономно вырабатывать всю номенклатуру навигационных параметров, т.е. инерциальных навигационных систем.
Известна гироскопическая навигационная система, вырабатывающая автономно (без использования внешней информации) при движении по поверхности Земли всю номенклатуру навигационных параметров: широту и долготу места, скорость и ориентацию объекта - курс и углы килевой качки (тангаж) и бортовой качки (крен) (см. [1], стр. 347-361). Такая гироскопическая система по определению является инерциальной навигационной системой (ИНС). Эта ИНС построена на базе гиростабилизированной в плоскости горизонта и относительно направления меридиана платформы, связанной с основанием внешним трехосным кардановым подвесом с вертикальной внутренней осью. На платформе установлены два трехстепенных динамически настраиваемых гироскопа (ДНГ) и два акселерометра. На осях карданова подвеса установлены датчики угла и двигатели стабилизации. Рассматриваемая ИНС включает в свой состав также блок управления и выработки навигационных параметров.
Можно выделить три основных недостатка данной ИНС:
1. Взаимное вибрационное влияние установленных на одной платформе ДНГ, что существенно ухудшает их точностные характеристики;
2. При циркуляции объекта-носителя меняется ориентация гироскопов и акселерометров в тепловом и магнитном полях (в основном создаваемых двигателями стабилизации, установленными по осям карданова подвеса), что вызывает так называемую "румбовую" погрешность выходных параметров ИНС;
3. Постоянные горизонтные составляющие дрейфов гироскопов, ориентированные по географическим осям, вызывают существенные постоянные погрешности в курсе, широте и накапливающуюся погрешность в долготе.
1. Взаимное вибрационное влияние установленных на одной платформе ДНГ, что существенно ухудшает их точностные характеристики;
2. При циркуляции объекта-носителя меняется ориентация гироскопов и акселерометров в тепловом и магнитном полях (в основном создаваемых двигателями стабилизации, установленными по осям карданова подвеса), что вызывает так называемую "румбовую" погрешность выходных параметров ИНС;
3. Постоянные горизонтные составляющие дрейфов гироскопов, ориентированные по географическим осям, вызывают существенные постоянные погрешности в курсе, широте и накапливающуюся погрешность в долготе.
Практика разработки ИНС показывает, что эти погрешности занимают 50-70% в общей доле выходных погрешностей.
Известна гироскопическая навигационная система - одногироскопный корректируемый гирокомпас, построенный с использованием двухосного карданова подвеса (см. [1], стр. 263-265). Его функциональная схема изображена на фиг. 1. Гирокомпас включает гироплатформу 1, ось X платформы совпадает с осью подшипников внешней вертикальной рамки 2 карданова подвеса, вертикальная ось Z перпендикулярна плоскости платформы, ось Y лежит в плоскости платформы и перпендикулярна осям X и Z. На платформе установлен трехстепенный гироскоп 3 (на фиг. 1 показан ДНГ), вектор кинетического момента которого параллелен оси Y платформы, а взаимно перпендикулярные оси датчиков момента 4 и 5 гироскопа и взаимно перпендикулярные оси датчиков угла 6 и 7 гироскопа параллельны осям X и Z платформы. На платформе установлены также два акселерометра 8 и 9, оси чувствительности которых параллельны осям Y и X платформы. На цапфе платформы установлен двигатель стабилизации 10 вокруг оси X платформы. На цапфе наружной вертикальной рамки 2 карданова подвеса установлены двигатель стабилизации 11 вокруг вертикальной оси Z платформы и датчик угла 12. Гирокомпас включает также блок управления 13. Выходы акселерометров 8 и 9, датчиков углов гироскопа 6 и 7, датчика угла 12 соединены с входами блока управления 13, выходы которого соединены с датчиками момента гироскопа 4 и 5 и двигателями стабилизации 10 и 11. На вход блока управления поступает внешняя информация о скорости от лага и/или спутниковой навигационной системы.
В этой гироскопической навигационной системе на гиростабилизированной платформе установлен только один гироскоп, ее платформа при циркуляции объекта-носителя не меняет своей ориентации относительно двигателей стабилизации, однако из всей номенклатуры навигационных параметров она вырабатывает лишь курс, и то при наличии внешней информации.
Целью настоящего изобретения является создание гироскопической навигационной системы, автономно вырабатывающей всю номенклатуру навигационных параметров (ИНС) и практически лишенной недостатков аналога изобретения.
Поставленная цель достигается за счет того, что в гироскопическую навигационную систему, включающую гироплатформу, помещенную во внешний двухосный карданов подвес, установленный на жестком основании, причем ось X платформы совпадает с осью подшипников внешней вертикальной рамки карданова подвеса, ось Z платформы перпендикулярна плоскости платформы, ось Y платформы лежит в плоскости платформы и перпендикулярна осям X и Z, на платформе которой установлены трехстепенный гироскоп с двумя датчиками угла и двумя датчиками момента и акселерометр, причем вектор кинетического момента гироскопа параллелен оси Y платформы, взаимно ортогональные оси датчиков момента и взаимно ортогональные оси датчиков угла гироскопа параллельны осям X и Z платформы, а ось чувствительности акселерометра параллельна оси Y платформы, на цапфе платформы установлен двигатель стабилизации вокруг оси X платформы, на цапфе наружной вертикальной рамки установлены двигатель стабилизации вокруг оси Z платформы и датчик угла, дополнительно введены гироплатформа, помещенная во внешний трехосный карданов подвес, установленный на том же основании, и блок управления и выработки навигационных параметров. Ось Y этой платформы совпадает с осью подшипников промежуточной горизонтальной рамки карданова подвеса, ось Z платформы перпендикулярна плоскости платформы, а ось X лежит в плоскости платформы и перпендикулярна осям Y и Z. На этой платформе установлены трехстепенный гироскоп с двумя датчиками угла и двумя датчиками момента и два акселерометра. Вектор кинетического момента гироскопа параллелен оси Z платформы, взаимно ортогональные оси датчиков момента и взаимно ортогональные оси датчиков угла гироскопа и оси чувствительности акселерометров параллельны осям X и Y платформы. На цапфах этой платформы установлены двигатель стабилизации вокруг оси Y платформы и датчик угла. На цапфах промежуточного горизонтального карданова кольца установлены двигатель стабилизации вокруг оси X платформы и датчик угла. На цапфах внешней вертикальной рамки карданова подвеса установлены двигатель стабилизации вокруг оси Z платформы и датчик угла. Выходы четырех датчиков угла гироскопов, трех акселерометров и четырех датчиков угла, установленных по осям кардановых подвесов, соединены с одиннадцатью входами блока управления и выработки навигационных параметров, девять выходов которого соединены с входами четырех датчиков момента гироскопов и пяти двигателей стабилизации, установленных по осям кардановых подвесов.
На фиг. 1 изображена функциональная схема прототипа заявленного устройства. На фиг. 2 изображена функциональная схема примера конкретного исполнения заявленной гироскопической навигационной системы. На фиг. 3 изображены системы координат.
Заявленная гироскопическая навигационная система (фиг. 2) включает гироплатформу 1, ось X2 платформы совпадает с осью подшипников внешней вертикальной рамки 2 карданова подвеса, вертикальная ось Z2 перпендикулярна плоскости платформы, ось Y2 лежит в плоскости платформы и перпендикулярна осям X2 и Z2. На платформе установлен трехстепенный гироскоп 3 (на фиг. 2 показан ДНГ). Вектор кинетического момента гироскопа параллелен оси Y2 платформы, а взаимно перпендикулярные оси датчиков момента 4 (ДМ2Z), 5 (ДМ2X) гироскопа и взаимно перпендикулярные оси датчиков угла 6 (ДУгб2Z), 7 (ДУгб2X) гироскопа параллельны осям X2 и Z2 платформы. (Здесь и далее при упоминании элементов схемы в скобках указываются обозначения входных/выходных величин. При этом все то, что относится к элементам двухосного подвеса, помечается цифрой 2, а трехосного - цифрой 3). На платформе установлен также акселерометр 8 (W2Y), ось чувствительности которого параллельна оси Y2 платформы. На цапфе платформы установлен двигатель стабилизации 9 (ДС2X) вокруг оси X2 платформы. На цапфе наружной вертикальной рамки карданова подвеса установлены двигатель стабилизации 10 (ДС2Z) вокруг вертикальной оси Z2 платформы и датчик угла 11 (ДУ2Z).
Гироскопическая система включает также блок управления и выработки навигационных параметров 12 и еще одну гироплатформу 13, помещенную во внешний трехосный карданов подвес. Оба карданова подвеса установлены на одном жестком основании 14. Ось Y3 этой платформы совпадает с осью подшипников промежуточной горизонтальной рамки карданова подвеса, ось Z3 платформы перпендикулярна плоскости платформы, ось X3 лежит в плоскости платформы и перпендикулярна осям Y3 и Z3. На платформе установлены трехстепенный гироскоп 15 (на фиг. 2 показан ДНГ) с двумя датчиками угла 16 (ДУгб3Y), 17 (ДУгб3X), двумя датчиками момента 18 (ДМ3Y), 19 (ДМ3X) и два акселерометра 20 (W3X), 21 (W3Y). Вектор кинетического момента гироскопа параллелен оси Z3 платформы. Взаимно ортогональные оси датчиков момента 18, 19 гироскопа, взаимно ортогональные оси датчиков угла 16, 17 гироскопа и оси чувствительности акселерометров 20, 21 параллельны осям X3 и Y3 платформы. На цапфах платформы установлены двигатель стабилизации 22 (ДС3Y) и датчик угла 23 (ДУ3Y). На цапфах промежуточного горизонтального кольца 24 установлены двигатель стабилизации 25 (ДС3X) вокруг оси X3 платформы и датчик угла 26 (ДУ3X). На цапфе внешней вертикальной рамки карданова подвеса 27 установлены двигатель стабилизации 28 (ДС3Z) вокруг оси Z3 платформы и датчик угла 29 (ДУ3Z). Выходы четырех датчиков угла гироскопов 6, 7, 16, 17, трех акселерометров 8, 20, 21 и четырех датчиков угла 11, 23, 26, 29, установленных по осям кардановых подвесов, соединены с одиннадцатью входами блока управления и выработки навигационных параметров, девять выходов которого соединены с входами четырех датчиков момента гироскопов 4, 5, 18, 19 и пяти двигателей стабилизации 9, 10, 22, 25, 28, установленных по осям кардановых подвесов.
Блок управления и выработки навигационных параметров реализован в ЦВМ и включает в свой состав стандартные устройства ввода/вывода и стандартный канал связи, например RS-232, для выдачи выработанных навигационных параметров потребителям.
В блоке управления и выработки навигационных параметров реализуются решения уравнений, обеспечивающих работу цепей стабилизации гироплатформ, управление датчиками момента гироскопов и вычисление всей номенклатуры навигационных параметров.
Уравнения, обеспечивающие работу цепей стабилизации гироплатформ, имеют вид
ДС2X = ДУ2X•F1(s);
ДС2Y = ДУ2Y•F2(s);
ДС3X = ДУ3X•F3(s); (1)
ДС3Y = ДУ3Y•F4(s);
ДС3Z = (ДУ2Z - ДУ3Z + ωt)•F5(s),
где s - оператор Лапласа,
t - текущее время,
F1(s)...F5(s) - передаточные функции, обеспечивающие устойчивость систем стабилизации.
ДС2X = ДУ2X•F1(s);
ДС2Y = ДУ2Y•F2(s);
ДС3X = ДУ3X•F3(s); (1)
ДС3Y = ДУ3Y•F4(s);
ДС3Z = (ДУ2Z - ДУ3Z + ωt)•F5(s),
где s - оператор Лапласа,
t - текущее время,
F1(s)...F5(s) - передаточные функции, обеспечивающие устойчивость систем стабилизации.
Соотношения (1) обеспечивают параллельность осей Y2 и Z3 гироплатформ кинетическим моментам своих гироскопов и вращение гироплатформы трехосного карданова подвеса вокруг оси Z3 относительно географического трехгранника Дарбу с угловой скоростью ω.
Уравнения, обеспечивающие управление датчиками момента гироскопа, установленного на гироплатформе, помещенной в двухосный карданов подвес, имеют вид
p2 = -V2Y/R;
γ = arcsin(cosψsinθcos(ДУ2Z)+sinψsin(ДУ2Z)); (2)
ДМ2Z = (p2cosγ-r2sinγ)m;
ДМ2X = (p2sinγ+r2cosγ)m,
где
VEис - значения широты места, скорости изменения долготы места и восточной составляющей скорости, вычисленные методом инерциального счисления координат по соотношениям (5),
R, U - радиус и модуль угловой скорости вращения Земли,
ψ,θ - вычисленные по соотношениям (6) значения углов килевой и бортовой качек (крен, тангаж) объекта-носителя,
γ - угол наклона гироплатформы вокруг оси Y2,
V2Y - относительная скорость в проекции на ось Y2,
r2, p2 - вертикальная и горизонтальная составляющие вектора абсолютной угловой скорости платформы,
m - коэффициент, имеющий размерность [сила тока/угловая скорость].
Уравнения, обеспечивающие управление датчиками момента гироскопа, установленного на гироплатформе, помещенной в двухосный карданов подвес, имеют вид
p2 = -V2Y/R;
γ = arcsin(cosψsinθcos(ДУ2Z)+sinψsin(ДУ2Z)); (2)
ДМ2Z = (p2cosγ-r2sinγ)m;
ДМ2X = (p2sinγ+r2cosγ)m,
где
R, U - радиус и модуль угловой скорости вращения Земли,
ψ,θ - вычисленные по соотношениям (6) значения углов килевой и бортовой качек (крен, тангаж) объекта-носителя,
γ - угол наклона гироплатформы вокруг оси Y2,
V2Y - относительная скорость в проекции на ось Y2,
r2, p2 - вертикальная и горизонтальная составляющие вектора абсолютной угловой скорости платформы,
m - коэффициент, имеющий размерность [сила тока/угловая скорость].
Управление датчиками момента гироскопа в соответствии с соотношениями (2) обеспечивает избирательность вектора кинетического момента гироскопа относительно плоскости горизонта и направления на север.
На фиг. 3 изображены основные системы координат. Здесь N, E - северная и восточная оси географического трехгранника Дарбу. Ось Y0 - горизонтальная проекция продольной оси объекта-носителя, ось X0 - оси, направленной на правый борт. Оси X2, Y2, X3, Y3 определены выше. Предполагается, что плоскости гироплатформ совпадают с плоскостью местного горизонта.
В дальнейшем предполагается, что в исходном состоянии плоскости гиростабилизированных платформ параллельны плоскости палубы, оси Y2, Y3 параллельны оси Y0, сигналы датчиков углов, расположенных на осях кардановых подвесов, равны нулю. Тогда угол A (см. фиг. 3) в предположении, что плоскости обеих гироплатформ совпадают с плоскостью местного горизонта, может быть вычислен по сигналам с датчиков угла по формуле
A = Arctg((al-a2)/(b1+b2+b3)), (3)
где Arctg(...) - функция, вычисляющая угол с учетом квадранта,
a1 = cos(ДУ2Z)cosγcos(ДУ3Z);
a2 = cos(ДУ2Z)cosγsin(ДУ3Z);
b1 = sin(ДУ2Z)cosγsin(ДУ3Z)cos(ДУ3X);
b2 = cos(ДУ2Z)cosγcos(ДУ3Z)cos(ДУ2X);
b3 = sinγsin(ДУ3X).
Уравнения, обеспечивающие управление датчиками момента гироскопа, установленного на гироплатформе, помещенной в трехосный карданов подвес, имеют вид
WY = W3Y•cosA - W3X•sinA;
WX = W3Y•sinA + W3X•cosA;
p3 = - V3Y/R-UcosΦисsinαис;
q3 = V3X/R+UcosΦисcosαис;
ДМ3Y = (p3cosA - q3sinA)m;
ДМ3X = -(p3sinA + q3cosA)m,
где WX, WY, V3X, V3Y - проекции кажущегося ускорения и относительной скорости на оси X2, Y2,
p3, q3 - горизонтальные составляющие абсолютной угловой скорости гироплатформы в проекции на оси X2, Y2.
A = Arctg((al-a2)/(b1+b2+b3)), (3)
где Arctg(...) - функция, вычисляющая угол с учетом квадранта,
a1 = cos(ДУ2Z)cosγcos(ДУ3Z);
a2 = cos(ДУ2Z)cosγsin(ДУ3Z);
b1 = sin(ДУ2Z)cosγsin(ДУ3Z)cos(ДУ3X);
b2 = cos(ДУ2Z)cosγcos(ДУ3Z)cos(ДУ2X);
b3 = sinγsin(ДУ3X).
Уравнения, обеспечивающие управление датчиками момента гироскопа, установленного на гироплатформе, помещенной в трехосный карданов подвес, имеют вид
WY = W3Y•cosA - W3X•sinA;
WX = W3Y•sinA + W3X•cosA;
p3 = - V3Y/R-UcosΦисsinαис;
q3 = V3X/R+UcosΦисcosαис;
ДМ3Y = (p3cosA - q3sinA)m;
ДМ3X = -(p3sinA + q3cosA)m,
где WX, WY, V3X, V3Y - проекции кажущегося ускорения и относительной скорости на оси X2, Y2,
p3, q3 - горизонтальные составляющие абсолютной угловой скорости гироплатформы в проекции на оси X2, Y2.
Управление датчиками момента гироскопа в соответствии с соотношениями (4) обеспечивает избирательность вектора кинетического момента гироскопа (нормали гироплатформы) к направлению отвеса.
Координаты места, составляющие скорости объекта-носителя и угол α (см. фиг. 3) могут быть получены по известным формулам инерциального счисления:
αис = ∫(-r2+(q3cosαис-p3sinαис)tgΦис)dt+α(0);
где α - угол, определенный на фиг. 3,
α(0),λ(0),Φ(0) - начальные значения.
αис = ∫(-r2+(q3cosαис-p3sinαис)tgΦис)dt+α(0);
где α - угол, определенный на фиг. 3,
α(0),λ(0),Φ(0) - начальные значения.
Курс и углы качек обекта-носителя вычисляются по формулам
A1 = Arctg(sin(ДУ3Z)cos(ДУ3Y) + cos(ДУ3Z)sin(ДУ3X)sin(ДУ3Y)/cos(ДУ3Z)cos(ДУ3X)
K = αис-A-A1;
ψ = arcsin(c1-c2); (6)
θ = arcsin(c3+c4)/cosψ,
где A, A1, α - углы, определенные на фиг. 3;
c1 = sin(ДУ3Y)sin (ДУ3Z);
c2 = cos(ДУ3Y)sin(ДУ3X)cos(ДУ3Z);
c3 = sin(ДУ3Y)cos(ДУ3X);
c4 = sin(ДУ3Z)sin(ДУ3X)cos(ДУ3Z).
A1 = Arctg(sin(ДУ3Z)cos(ДУ3Y) + cos(ДУ3Z)sin(ДУ3X)sin(ДУ3Y)/cos(ДУ3Z)cos(ДУ3X)
K = αис-A-A1;
ψ = arcsin(c1-c2); (6)
θ = arcsin(c3+c4)/cosψ,
где A, A1, α - углы, определенные на фиг. 3;
c1 = sin(ДУ3Y)sin (ДУ3Z);
c2 = cos(ДУ3Y)sin(ДУ3X)cos(ДУ3Z);
c3 = sin(ДУ3Y)cos(ДУ3X);
c4 = sin(ДУ3Z)sin(ДУ3X)cos(ДУ3Z).
Соотношения (2) - (6) являются замкнутой системой уравнений, обеспечивающей управление гироплатформами и выработку всей номенклатуры навигационных параметров без использования внешней информации.
В заявленном устройстве отсутствует взаимное вибрационное влияние гироскопов, при циркуляции объекта-носителя не меняется взаимная ориентация гироскопов и акселерометров относительно теплового и магнитного полей источников, установленных по осям карданова подвеса, и, следовательно, отсутствует "румбовая" погрешность. В связи с тем, что гироплатформа, заключенная в трехосный карданов подвес, вращается вокруг оси Z3 относительно географического трехгранника Дарбу с угловой скоростью ω, происходит модуляция проекций дрейфов гироскопа на горизонтальные оси географического трехгранника Дарбу. При выборе значения ω порядка 1 радиан/час практически полностью устраняется погрешность выходных параметров, вызванных постоянными горизонтными дрейфами гироскопов.
Практическое отсутствие взаимного вибрационного влияния гироскопов, "румбовой" погрешности, а также погрешности из-за постоянных горизонтных дрейфов гироскопов повышает точность заявленной гироскопической навигационной системы в 2-2.5 раза по сравнению с точностью аналога.
Источник информации
1. Технические средства судовождения. Конструкция и эксплуатация. Под редакцией Е.Л. Смирнова. Санкт-Петербург, Элмор, 2000.
1. Технические средства судовождения. Конструкция и эксплуатация. Под редакцией Е.Л. Смирнова. Санкт-Петербург, Элмор, 2000.
Claims (1)
- Гироскопическая навигационная система, включающая гироплатформу, помещенную во внешний двухосный карданов подвес, установленный на жестком основании, причем ось Х платформы совпадает с осью подшипников внешней вертикальной рамки карданова подвеса, ось Z платформы перпендикулярна плоскости платформы, ось Y платформы лежит в плоскости платформы и перпендикулярна осям Х и Z, на платформе установлены трехстепенный гироскоп с двумя датчиками угла и двумя датчиками момента и акселерометр, причем вектор кинетического момента гироскопа параллелен оси Y платформы, взаимно ортогональные оси датчиков момента и взаимно ортогональные оси датчиков угла гироскопа параллельны осям Х и Z платформы, а ось чувствительности акселерометра параллельна оси Y платформы, на цапфе платформы установлен двигатель стабилизации вокруг оси Х платформы, на цапфе наружной вертикальной рамки установлены двигатель стабилизации вокруг оси Z платформы и датчик угла, отличающаяся тем, что в нее дополнительно введены гироплатформа, помещенная во внешний трехосный карданов подвес, установленный на том же основании, и блок управления и выработки навигационных параметров, причем оси Y этой платформы совпадает с осью подшипников промежуточной горизонтальной рамки карданова подвеса, ось Z платформы перпендикулярна плоскости платформы, а ось Х лежит в плоскости платформы и перпендикулярна осям Y и Z, на платформе установлены трехстепенный гироскоп с двумя датчиками угла и двумя датчиками момента и два акселерометра, причем вектор кинетического момента гироскопа параллелелен оси Z платформы, взаимно ортогональные оси датчиков момента и взаимно ортогональные оси датчиков угла гироскопа и оси чувствительности акселерометров параллельны осям Х и Y платформы, на цапфах платформы установлены двигатель стабилизации вокруг оси Y платформы и датчик угла, на цапфах промежуточного горизонтального карданова кольца установлены двигатель стабилизации вокруг оси Х платформы и датчик угла, на цапфе внешней вертикальной рамки карданова подвеса установлены двигатель стабилизации вокруг оси Z платформы и датчик угла, причем выходы четырех датчиков угла гироскопов, трех акселерометров и четырех датчиков угла, установленных по осям кардановых подвесов, соединены с одиннадцатью входами блока управления и выработки навигационных параметров, девять выходов которого соединены с входами четырех датчиков момента гироскопов и пяти двигателей стабилизации, установленных по осям кардановых подвесов.
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2000125667/28A RU2169903C1 (ru) | 2000-10-12 | 2000-10-12 | Гироскопическая навигационная система |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2000125667/28A RU2169903C1 (ru) | 2000-10-12 | 2000-10-12 | Гироскопическая навигационная система |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2169903C1 true RU2169903C1 (ru) | 2001-06-27 |
Family
ID=20240916
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2000125667/28A RU2169903C1 (ru) | 2000-10-12 | 2000-10-12 | Гироскопическая навигационная система |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2169903C1 (ru) |
Cited By (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN112254717A (zh) * | 2020-10-12 | 2021-01-22 | 中国科学院精密测量科学与技术创新研究院 | 一种基于冷原子干涉陀螺仪的惯性导航装置及方法 |
| RU2741564C2 (ru) * | 2019-04-15 | 2021-01-26 | ФЕДЕРАЛЬНОЕ ГОСУДАРСТВЕННОЕ КАЗЕННОЕ ВОЕННОЕ ОБРАЗОВАТЕЛЬНОЕ УЧРЕЖДЕНИЕ ВЫСШЕГО ОБРАЗОВАНИЯ "Военная академия Ракетных войск стратегического назначения имени Петра Великого" МИНИСТЕРСТВА ОБОРОНЫ РОССИЙСКОЙ ФЕДЕРАЦИИ | Способ коррекции ошибок интегральных навигационных систем |
-
2000
- 2000-10-12 RU RU2000125667/28A patent/RU2169903C1/ru not_active IP Right Cessation
Non-Patent Citations (1)
| Title |
|---|
| Технические средства судовождения. Конструкция и эксплуатация/Под ред. Е.Л. Смирнова. С.-П.: Элмор, 2000, с. 263-265. * |
Cited By (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2741564C2 (ru) * | 2019-04-15 | 2021-01-26 | ФЕДЕРАЛЬНОЕ ГОСУДАРСТВЕННОЕ КАЗЕННОЕ ВОЕННОЕ ОБРАЗОВАТЕЛЬНОЕ УЧРЕЖДЕНИЕ ВЫСШЕГО ОБРАЗОВАНИЯ "Военная академия Ракетных войск стратегического назначения имени Петра Великого" МИНИСТЕРСТВА ОБОРОНЫ РОССИЙСКОЙ ФЕДЕРАЦИИ | Способ коррекции ошибок интегральных навигационных систем |
| CN112254717A (zh) * | 2020-10-12 | 2021-01-22 | 中国科学院精密测量科学与技术创新研究院 | 一种基于冷原子干涉陀螺仪的惯性导航装置及方法 |
| CN112254717B (zh) * | 2020-10-12 | 2023-10-03 | 中国科学院精密测量科学与技术创新研究院 | 一种基于冷原子干涉陀螺仪的惯性导航装置及方法 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| Groves | Navigation using inertial sensors [Tutorial] | |
| US8005635B2 (en) | Self-calibrated azimuth and attitude accuracy enhancing method and system (SAAAEMS) | |
| Curey et al. | Proposed IEEE inertial systems terminology standard and other inertial sensor standards | |
| CN103245360A (zh) | 晃动基座下的舰载机旋转式捷联惯导系统自对准方法 | |
| CN105973271A (zh) | 一种混合式惯导系统自标定方法 | |
| CN108426575A (zh) | 用地球椭球模型改进的捷联惯导极地横向导航方法 | |
| Zhang et al. | Algorithm improvement of the low-end GNSS/INS systems for land vehicles navigation | |
| CN108603761A (zh) | 具有经过改善的精确度的惯性导航系统 | |
| CN110006453A (zh) | 一种基于双轴转位机构的mems自主初始对准方法 | |
| US7933717B2 (en) | Method for elaborating navigation parameters and vertical of a place | |
| RU2256881C2 (ru) | Способ определения параметров ориентации и навигации и бесплатформенная инерциальная навигационная система для быстровращающихся объектов | |
| WO1999050619A1 (en) | Inertial and magnetic sensors systems designed for measuring the heading angle with respect to the north terrestrial pole | |
| RU2169903C1 (ru) | Гироскопическая навигационная система | |
| WO2013139486A1 (en) | True north seeking and attitude system | |
| CA1167669A (en) | Inertial platforms | |
| Huddle | Advances in strapdown systems for geodetic applications | |
| US5042156A (en) | Method and apparatus for reducing measurement errors in a navigation triad | |
| JPH0455248B2 (ru) | ||
| RU2046289C1 (ru) | Способ определения навигационных параметров и вертикали места | |
| RU2062985C1 (ru) | Гирогоризонткомпас для подвижного объекта | |
| CN114322970B (zh) | 一种双陀螺仪寻北方法、系统及存储介质 | |
| RU2782334C1 (ru) | Способ определения параметров ориентации объекта при помощи полуаналитической инерциальной навигационной системы с географической ориентацией осей четырехосной гироплатформы | |
| Liu et al. | Moving base alignment for SINS based on pseudo inertial navigation system modeling | |
| RU2126136C1 (ru) | Способ выработки навигационных параметров и вертикали места | |
| RU2247324C1 (ru) | Способ выработки навигационных параметров и вертикали места |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| MM4A | The patent is invalid due to non-payment of fees |
Effective date: 20031013 |