RU2184936C1 - Способ определения азимута в системах навигации, топопривязки, наведения и прицеливания (варианты) - Google Patents
Способ определения азимута в системах навигации, топопривязки, наведения и прицеливания (варианты) Download PDFInfo
- Publication number
- RU2184936C1 RU2184936C1 RU2001106394/28A RU2001106394A RU2184936C1 RU 2184936 C1 RU2184936 C1 RU 2184936C1 RU 2001106394/28 A RU2001106394/28 A RU 2001106394/28A RU 2001106394 A RU2001106394 A RU 2001106394A RU 2184936 C1 RU2184936 C1 RU 2184936C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- sector
- value
- angle
- azimuth
- mode
- Prior art date
Links
Images
Landscapes
- Navigation (AREA)
- Gyroscopes (AREA)
Abstract
Способ предназначен для использования при разработке, изготовлении и эксплуатации систем навигации, топопривязки, наведения и прицеливания для наземной техники. Изобретение позволяет значительно снизить при начальном ориентировании время определения азимута и увеличить точность определения азимута за заданный промежуток времени. Способ базируется на определенной численной обработке выходной информации курсовой системы в бортовом вычислителе и на соответствующем управлении режимами работы курсовой системы (режимом гироазимута, режимом гирокомпаса, режимом ускоренного разворота курсового гироскопа). 2 с. и 6 з.п. ф-лы, 4 ил.
Description
Изобретение относится к области измерительной техники и может быть использовано при разработке, изготовлении и эксплуатации систем навигации, топопривязки, наведения и прицеливания для объектов наземной техники.
Известны системы навигации и топопривязки, например [1], в которых в качестве средства начального ориентирования используется гироскопическая курсовая система с режимом самоориентирования.
Известны курсовые системы, в частности системы самоориентирующиеся гирокурсокреноуказания [2] и [3], в которых аппаратно, т.е. физически, реализованы различные режимы работы курсового гироскопа - режим гироазимута (режим ГА) или режим хранения заданного направления, режим гирокомпаса (режим ГК) или режим самоориентирования, режим разворота гироскопа (режим РГ) или режим ускоренного приведения оси гироскопа к заданному азимутальному направлению.
В качестве прототипа принят способ определения истинного азимута в системе навигации и топопривязки с системой самоориентирующейся гирокурсокреноуказания [3].
На фиг.1 представлена блок-схема системы навигации и топопривязки, которая состоит из датчиков первичной информации 1 и бортового вычислителя 2.
Датчиками первичной информации являются датчики пути (механические и доплеровские) и курсовая система - система самоориентирующаяся гирокурсокреноуказания.
Бортовым вычислителем является координатор с устройством ввода-вывода информации.
Физическим устройством, в котором реализуется способ-прототип определения азимута, является устройство 3 - система самоориентирующаяся гироскопическая курсокреноуказания и бортовой вычислитель.
Способы определения истинного азимута реализованы в прототипе следующим образом.
Исходным режимом системы самоориентирующейся гирокурсокреноуказания при включении системы навигации и топопривязки является режим ГА. При этом главная ось (вектор кинетического момента) курсового гироскопа занимает в плоскости горизонта произвольное азимутальное направление, информация о котором передается с курсового датчика угла системы самоориентирующейся гирокурсокреноуказания в бортовой вычислитель.
Для определения истинного азимута Аист оси объекта необходимо произвести первоначальное ориентирование. Для этого включают режим ГК системы самоориентирующейся гирокурсокреноуказания. При этом главная ось курсового гироскопа стремится совместиться в плоскости горизонта с плоскостью меридиана в северном направлении. Через определенный промежуток времени, необходимый для физического приведения главной оси курсового гироскопа к северному направлению, с курсового датчика угла в бортовой вычислитель поступает установившееся значение А курсового угла. В бортовом вычислителе системы навигации и топопривязки фиксируется (вычисляется) значение истинного азимута оси объекта:
Aист= A+ΔA,
где ΔA - постоянная угловая поправка, зависящая от расположения системы самоориентирующейся гирокурсокреноуказания на объекте.
Aист= A+ΔA,
где ΔA - постоянная угловая поправка, зависящая от расположения системы самоориентирующейся гирокурсокреноуказания на объекте.
Такой способ используется в системах навигации и топопривязки, для которых заданное время определения азимута больше времени физического приведения главной оси курсового гироскопа в плоскость меридиана в северном направлении с неустойчивого южного направления.
Однако к системам наведения и прицеливания и к большинству систем навигации и топопривязки для объектов наземной техники предъявляются жесткие требования по времени начального ориентирования (требуется сравнительно малое время определения истинного азимута оси объекта после включения системы с обеспечением требуемых высоких точностных характеристик).
На фиг. 2 представлены графики изменения курсового угла от времени при приведении главной оси курсового гироскопа в режиме ГК в плоскость меридиана в северное (С) направление с неустойчивого южного (Ю) направления через западное (З) и восточное (В) направления (график αгк(з)= f(t) и график αгк(в)= f(t) соответственно), графики изменения угловой скорости такого приведения 
соответственно) и графики изменения курсового угла от времени при ускоренном развороте курсового гироскопа в режиме РГ в юго-западном (Ю-З) и юго-восточном (Ю-В) направлениях (график αрг(ю-з)= f(t) и график αрг(ю-в)= f(t) соответственно).
При определенных условиях время приведения ТГК главной оси курсового гироскопа в плоскость меридиана в северном направлении (С) в режиме ГК может быть относительно большим, больше заданного времени Тзад начального ориентирования объекта. Наибольшим такой промежуток времени является в случае, когда главная ось курсового гироскопа при включении системы навигации и топопривязки занимает в плоскости горизонта южное направление (Ю).
Для уменьшения времени первоначального ориентирования, если главная ось курсового гироскопа занимает южное направление при включении системы навигации и топопривязки, после включения режима ГК в бортовом вычислителе измеряют (вычисляют) скорость приведения главной оси курсового гироскопа в плоскость меридиана, и если значение скорости меньше определенного значения ω*, включают режим ускоренного разворота курсового гироскопа в произвольном направлении на заданный фиксированный угол αрг (режим РГ) [3], т.о. осуществляется так называемый "отброс" главной оси курсового гироскопа с зоны неустойчивого равновесия.
Как видно из графиков на фиг.2, если после включения режима ГК отклонение главной оси курсового гироскопа от северного (С) направления превышает значение ΔαЮ, то время приведения в режиме ГК (время определения истинного азимута) превысит заданное значение Тзад. Из графиков видно, что угловая скорость приведения при этом меньше некоторого фиксированного значения ω*. Поэтому, если после включения режима ГК главная ось находится на участке Ю - точка 1 (1') или участке С - точка 2 (2''), то в режиме РГ разворачивают курсовой гироскоп на фиксированный угол αРГ, если же главная ось находится на участке точка 1 (1') - точка 2 (2'), то режим РГ не используется.
Используемый в качестве прототипа способ имеет существенные недостатки.
В связи с тем, что курсовой гироскоп в режиме РГ разворачивается на фиксированный угол αРГ в произвольном направлении (в ту или иную сторону, без учета знака), возможен случай, когда ΔTРГ+ΔTГК≈Tзад. Этот недостаток иллюстрируется на фиг.2 предельным случаем, когда главная ось курсового гироскопа после включения режима ГК находится в точке 1 (или точке 1') и при этом разворот курсового гироскопа осуществляется в юго-восточном направлении (или в юго-западном для точки 1'):
ΔTРГ+ΔTГК(1")≈Tзад.
ΔTРГ+ΔTГК(1")≈Tзад.
При этом появляется высокая вероятность получения погрешности определения истинного азимута больше заданного значения из-за отсутствия достаточного времени для завершения переходного процесса в зоне устойчивого равновесия при приведении главной оси курсового гироскопа в северное (С) направление.
Существенным недостатком рассматриваемого метода является то, что заданное время определения истинного азимута Тзад не может быть намного меньше реального времени приведения ТГК главной оси курсового гироскопа в плоскость меридиана:
3/4ТГК≤Тзад<ТГК.
3/4ТГК≤Тзад<ТГК.
Изобретение направлено на значительное снижение времени определения азимута и увеличение точности определения азимута за заданный промежуток времени при начальном ориентировании в системах навигации, топопривязки, наведения и прицеливания. Предлагаемые способы базируются на определенной численной обработке выходной информации курсовой системы в бортовом вычислителе и на соответствующем управлении режимами работы курсовой системы (режимом ГА, режимом ГК, режимом РГ).
Это достигается тем, что в варианте 1 способа определения истинного азимута оси объекта при первоначальном ориентировании при неизвестном азимутальном направлении оси объекта в начальный момент заданного промежутка времени определения азимута включают режим компаса установленной на объекте системы самоориентирующейся с курсовым гироскопом в кардановом подвесе и курсовым датчиком угла, а в конечный момент заданного промежутка времени определения азимута перед выключением режима компаса и включением режима хранения направления в бортовом вычислителе фиксируют значение истинного азимута оси объекта:
Aист= A+ΔA,
где Аист - значение истинного азимута оси объекта;
А - значение угла с датчика курсового угла системы самоориентирующейся;
ΔA - постоянная угловая поправка, зависящая от расположения системы самоориентирующейся на объекте;
причем после включения режима компаса путем обработки выходной информации с курсового датчика угла системы самоориентирующейся в бортовом вычислителе определяют значение и знак угловой скорости ω и углового ускорения W движения главной оси курсового гироскопа к плоскости меридиана и азимутальный сектор относительно земных ориентиров, в котором в данный момент находится главная ось курсового гироскопа:
северный или южный сектор, если |W| < W*, |ω|<ω*;
восточный сектор, если |W| < W*, |ω|≥ω*, ω>0;
западный сектор, если |W| < W*, |ω|≥ω*, ω<0;
северо-восточный сектор, если |W| ≥ W*, W<0, ω<0;
северо-западный сектор, если |W| ≥ W*, W>0, ω<0;
юго-восточный сектор, если |W| ≥ W*, W>0, ω>0;
юго-западный сектор, если |W| ≥ W*, W<0, ω<0;
где W* - фиксированное заданное значение углового ускорения,
ω* - фиксированное заданное значение угловой скорости,
затем включают временно режим ускоренного разворота курсового гироскопа на фиксированный угол, находящийся, в зависимости от азимутального сектора, в диапазоне:
π/16±α , если северный или южный сектор и ω≥0;
-π/16±α , если северный или южный сектор и ω<0;
π/2±α , если восточный сектор;
-π/2±α , если западный сектор;
π/4±α , если северо-восточный сектор;
-π/4±α , если северо-западный сектор;
3π/4±α , если юго-восточный сектор;
-3π/2±α , если юго-западный сектор;
где α , α , α , α - фиксированные заданные значения курсового угла,
затем, если ось курсового гироскопа находится в северном или южном секторе, определяют угловую скорость ω и уточняют сектор:
северный сектор, если ω<0, ω′≥0 или ω≥0, ω′<0;
южный сектор, если ω<0, ω′<0 или ω≥0, ω′≥0;
и включают временно режим ускоренного разворота курсового гироскопа на фиксированный угол, находящийся в диапазоне:
π/16±α , если северный сектор и ω′≥0;
-π/16±α , если северный сектор и ω′<0;
π-α , если южный сектор и ω′≥0;
-π+α , если южный сектор и ω′<0.
За счет увеличения количества фиксированных значений W* и (или) ω* (задают большее число фиксированных значений W* и (или) ω*, при этом увеличивают количество определяемых азимутальных секторов) увеличивается количество предварительно определяемых азимутальных секторов и, таким образом, более точно предварительно определяется местоположение оси курсового гироскопа относительно плоскости меридиана, и, как следствие, осуществляется более точное предварительное приведение оси курсового гироскопа в плоскость меридиана в северном направлении.
Aист= A+ΔA,
где Аист - значение истинного азимута оси объекта;
А - значение угла с датчика курсового угла системы самоориентирующейся;
ΔA - постоянная угловая поправка, зависящая от расположения системы самоориентирующейся на объекте;
причем после включения режима компаса путем обработки выходной информации с курсового датчика угла системы самоориентирующейся в бортовом вычислителе определяют значение и знак угловой скорости ω и углового ускорения W движения главной оси курсового гироскопа к плоскости меридиана и азимутальный сектор относительно земных ориентиров, в котором в данный момент находится главная ось курсового гироскопа:
северный или южный сектор, если |W| < W*, |ω|<ω*;
восточный сектор, если |W| < W*, |ω|≥ω*, ω>0;
западный сектор, если |W| < W*, |ω|≥ω*, ω<0;
северо-восточный сектор, если |W| ≥ W*, W<0, ω<0;
северо-западный сектор, если |W| ≥ W*, W>0, ω<0;
юго-восточный сектор, если |W| ≥ W*, W>0, ω>0;
юго-западный сектор, если |W| ≥ W*, W<0, ω<0;
где W* - фиксированное заданное значение углового ускорения,
ω* - фиксированное заданное значение угловой скорости,
затем включают временно режим ускоренного разворота курсового гироскопа на фиксированный угол, находящийся, в зависимости от азимутального сектора, в диапазоне:
π/16±α
-π/16±α
π/2±α
-π/2±α
π/4±α
-π/4±α
3π/4±α
-3π/2±α
где α
затем, если ось курсового гироскопа находится в северном или южном секторе, определяют угловую скорость ω и уточняют сектор:
северный сектор, если ω<0, ω′≥0 или ω≥0, ω′<0;
южный сектор, если ω<0, ω′<0 или ω≥0, ω′≥0;
и включают временно режим ускоренного разворота курсового гироскопа на фиксированный угол, находящийся в диапазоне:
π/16±α
-π/16±α
π-α
-π+α
За счет увеличения количества фиксированных значений W* и (или) ω* (задают большее число фиксированных значений W* и (или) ω*, при этом увеличивают количество определяемых азимутальных секторов) увеличивается количество предварительно определяемых азимутальных секторов и, таким образом, более точно предварительно определяется местоположение оси курсового гироскопа относительно плоскости меридиана, и, как следствие, осуществляется более точное предварительное приведение оси курсового гироскопа в плоскость меридиана в северном направлении.
В варианте 2 способа определения истинного азимута оси объекта при первоначальном ориентировании при неизвестном азимутальном направлении оси объекта снижение времени определения истинного азимута при обеспечении требуемой точности определения азимута за заданный промежуток времени достигается тем, что в начальный момент заданного промежутка времени определения азимута включают режим компаса установленной на объекте системы самоориентирующейся с курсовым гироскопом в кардановом подвесе и курсовым датчиком угла, а в конечный момент заданного промежутка времени определения азимута перед выключением режима компаса и включением режима хранения направления в бортовом вычислителе фиксируют значение истинного азимута оси объекта:
Aист=A+ΔA,
где Аист - значение истинного азимута оси объекта;
А - значение угла с датчика курсового угла системы самоориентирующейся;
ΔA - постоянная угловая поправка, зависящая от расположения системы самоориентирующейся на объекте;
при этом с начального момента заданного промежутка времени определения азимута выполняется последовательность шагов, каждый из которых состоит из включения режима ГК, определения путем обработки информации с датчика курсового угла системы самоориентирующейся в бортовом вычислителе знака угловой скорости и включения режима ускоренного разворота курсового гироскопа на угол, знак которого совпадает с определенным на этом же шаге знаком угловой скорости, а абсолютное значение определяется согласно фиксированной стратегии по значениям предшествующих углов разворота до тех пор, пока абсолютное значение угла разворота не станет меньше заданного порогового значения либо пока время выполнения последовательности шагов не превысит заданное.
Aист=A+ΔA,
где Аист - значение истинного азимута оси объекта;
А - значение угла с датчика курсового угла системы самоориентирующейся;
ΔA - постоянная угловая поправка, зависящая от расположения системы самоориентирующейся на объекте;
при этом с начального момента заданного промежутка времени определения азимута выполняется последовательность шагов, каждый из которых состоит из включения режима ГК, определения путем обработки информации с датчика курсового угла системы самоориентирующейся в бортовом вычислителе знака угловой скорости и включения режима ускоренного разворота курсового гироскопа на угол, знак которого совпадает с определенным на этом же шаге знаком угловой скорости, а абсолютное значение определяется согласно фиксированной стратегии по значениям предшествующих углов разворота до тех пор, пока абсолютное значение угла разворота не станет меньше заданного порогового значения либо пока время выполнения последовательности шагов не превысит заданное.
Если знаки угловых скоростей на предыдущем и текущем шагах отличаются, то абсолютное значение угла разворота на текущем шаге уменьшается на фиксированный коэффициент больше единицы по сравнению со значением на предыдущем шаге, если совпадают знаки угловых скоростей не более чем на двух последних шагах подряд, то абсолютные значения углов разворота на них равны, а если на двух и более шагах подряд, то абсолютное значение угла разворота на текущем шаге определяется как сумма абсолютных значений углов разворота на двух предшествующих шагах, но не больше заданного значения.
Если знаки угловых скоростей на предыдущем и текущем шагах совпадают, то абсолютное значение угла разворота на текущем шаге увеличивается согласно числам Фибоначчи.
Если знаки угловых скоростей на предыдущем и текущем шагах отличаются, то абсолютное значение угла разворота на текущем шаге определяется согласно правилу золотого сечения.
Выключение режима ГК производят ранее конечного момента заданного промежутка времени определения азимута, выдерживая после окончания циклических ускоренных разворотов фиксированный заданный промежуток времени.
Перед выключением режима компаса путем обработки выходной информации с датчика курсового угла системы самоориентирующейся в бортовом вычислителе определяют значение угла А как среднее значение за фиксированный заданный промежуток времени значений Аj, где j - цикл передачи информации с системы самоориентирующейся в бортовой вычислитель.
На фиг.1 представлена блок-схема системы навигации и топопривязки.
На фиг. 2 представлены графики изменения курсового угла от времени при приведении главной оси курсового гироскопа в режиме ГК в плоскость меридиана, графики изменения угловой скорости такого приведения и графики изменения курсового угла от времени при ускоренном развороте курсового гироскопа в режиме РГ.
На фиг. 3 представлены график изменения курсового угла от времени α = f(t) при приведении главной оси курсового гироскопа в режиме гирокомпаса в плоскость меридиана в северном (С) направлении в случае, если после включения режима гирокомпаса главная ось курсового гироскопа находилась в южном (Ю) направлении и отклонилась от положения неустойчивого равновесия в западном (З) направлении, графики 
изменения угловой скорости и углового ускорения такого приведения соответственно.
На фиг. 4 представлены график изменения курсового угла от времени α = f(t) при приведении главной оси курсового гироскопа в режиме гирокомпаса в плоскость меридиана в северном (С) направлении в случае, если после включения режима гирокомпаса главная ось курсового гироскопа находилась в южном (Ю) направлении и отклонилась от положения неустойчивого равновесия в восточном (В) направлении, графики 
изменения угловой скорости и углового ускорения такого приведения соответственно.
Сущность предлагаемого способа наглядно демонстрируется при помощи графиков, представленных на фиг.3 и фиг.4.
Значительные преимущества предлагаемого 1-го варианта способа, по сравнению с прототипом, заключаются в том, что в режиме ГК измеряются с учетом знака угловые скорость и ускорение приведения оси курсового гироскопа в плоскость меридиана в северном направлении. При этом первая оценка местоположения оси курсового гироскопа относительно плоскости меридиана производится по знаку и величине углового ускорения. Учитывая то, что угловое ускорение имеет низкую крутизну характеристики при нахождении главной оси курсового гироскопа близко к южному или северному направлению, сравнительно высокую крутизну при нахождении главной оси в других направлениях, обеспечивается достаточно надежный выбор фиксированного заданного значения углового ускорения W* для начального определения местоположения оси курсового гироскопа относительно плоскости меридиана. Учитывая также то, что угловое ускорение меняет свой знак при приведении оси курсового гироскопа с южного к северному направлению, обеспечивается определение нескольких азимутальных секторов местоположения оси курсового гироскопа относительно плоскости меридиана.
Для 2-го варианта предлагаемого способа стратегия изменения абсолютной величины угла ускоренного разворота курсового гироскопа определяется так, чтобы при чередовании знаков угловых скоростей в режиме ГК ось курсового гироскопа колебалась около точки устойчивого равновесия. Абсолютные величины углов ускоренного разворота образовывают убывающую последовательность, а при совпадении знаков угловых скоростей - возрастающую последовательность, причем убывание первой последовательности должно быть быстрее, чем возрастание второй. В этом случае, при колебаниях оси курсового гироскопа около точки устойчивого равновесия, соответствующей истинному азимуту, гарантируется уменьшение углов ускоренного разворота и приближение угла курсового гироскопа к истинному азимуту, а при случайном колебании курсового гироскопа в результате возмущений в точке, не являющейся точкой устойчивого равновесия, он будет уведен от нее в направлении истинного азимута. Критерием принятия решения о прекращении процедуры пошаговых ускоренных разворотов является уменьшение угла ускоренного разворота на очередном шаге меньше заданного порогового значения, а критерием невозможности определения азимута за заданный промежуток времени с заданной точностью и надежностью в условиях внешних возмущений больше допустимых является неуменьшение угла ускоренного разворота меньше заданного порогового значения за заданный промежуток времени.
В случае, когда выключение режима ГК производят ранее конечного момента заданного промежутка времени определения азимута, выдерживая после окончания циклических ускоренных разворотов фиксированный заданный промежуток времени, необходимый для завершения переходных процессов и точного физического гирокомпасирования, можно определить истинный азимут с заданной точностью за время меньше заданного времени определения азимута, если время прекращении процедуры пошаговых ускоренных разворотов наступило ранее конечного момента определения азимута (критерием является уменьшение угла ускоренного разворота на очередном шаге меньше заданного порогового значения).
В случае, когда перед выключением режима компаса путем обработки выходной информации с датчика курсового угла системы самоориентирующейся в бортовом вычислителе определяют значение угла А как среднее значение за фиксированный заданный промежуток времени значений Аj, где j - цикл передачи информации с системы самоориентирующейся в бортовой вычислитель, можно повысить точность определения истинного азимута за заданный промежуток времени за счет сглаживания (фильтрации) переходных процессов.
Физическим устройством, в котором реализуется предлагаемый способ определения азимута, является курсовая система с бортовым вычислителем. В качестве курсовой системы может использоваться система самоориентирующаяся гирокурсокреноуказания и другие системы, построенные на аналогичных физических принципах. В качестве бортового вычислителя могут использоваться различные вычислительные и микропроцессорные средства и системы с устройствами ввода-вывода и отображения информации - от координатора, вычислителя до персональных электронно-вычислительных машин, в том числе типа Notebook (в зависимости от конкретной системы навигации, топопривязки, наведения и прицеливания).
ЛИТЕРАТУРА
1. Изделие 1Т215М. Техническое описание АЮИЖ. 462414.020. ГУП "ВНИИ "Сигнал", г. Ковров, 1998 г.
1. Изделие 1Т215М. Техническое описание АЮИЖ. 462414.020. ГУП "ВНИИ "Сигнал", г. Ковров, 1998 г.
2. Патент 2124184 на изобретение "Система самоориентирующаяся гироскопическая курсокреноуказания" по заявке 96123540, приоритет от 15.12.96 г. - Изобретения (патенты и заявки). - 1998. - Бюллетень 36. - С.403.
3. Свидетельство 9521 на полезную модель "Система самоориентирующаяся гироскопическая курсокреноуказания" по заявке 98106046, приоритет от 06.04.98 г. - Полезные модели. Промышленные образцы. - 1999. - Бюллетень 3. - С.52.
Claims (7)
1. Способ определения истинного азимута оси объекта при первоначальном ориентировании при неизвестном азимутальном направлении оси объекта, заключающийся в том, что в начальный момент заданного промежутка времени определения азимута включают режим компаса установленной на объекте системы самоориентирующейся с курсовым гироскопом в кардановом подвесе и курсовым датчиком угла, в конечный момент заданного промежутка времени определения азимута перед выключением режима компаса и включением режима хранения направления в бортовом вычислителе фиксируют значение истинного азимута оси объекта: Aист = A+ΔA, где Аист - значение истинного азимута оси объекта; А - значение угла с датчика курсового угла системы самоориентирующейся; ΔA - постоянная угловая поправка, зависящая от расположения системы самоориентирующейся на объекте, причем после включения режима компаса путем обработки выходной информации с курсового датчика угла системы самоориентирующейся в бортовом вычислителе определяют значение угловой скорости движения главной оси курсового гироскопа к плоскости меридиана и затем, если значение скорости меньше определенного значения, включают временно режим ускоренного разворота курсового гироскопа на фиксированный угол, отличающийся тем, что после включения режима компаса путем обработки выходной информации с курсового датчика угла системы самоориентирующейся в бортовом вычислителе определяют значение и знак угловой скорости ω и углового ускорения W движения главной оси курсового гироскопа к плоскости меридиана и азимутальный сектор относительно земных ориентиров, в котором в данный момент находится главная ось курсового гироскопа:
северный или южный сектор - если |W|<W*,|ω|<ω*;
восточный сектор - если |W|<W*,|ω|≥ω*,ω>0;
западный сектор - если |W|<W*,|ω|≥ω*,ω<0;
северо-восточный сектор - если |W|≥W*,W<0,ω>0;
северо-западный сектор - если |W|≥W*,W>0,ω<0;
юго-восточный сектор - если |W|≥W*,W>0,ω>0;
юго-западный сектор - если |W|≥W*,W<0,ω<0;
где W* - фиксированное заданное значение углового ускорения,
ω* - фиксированное заданное значение угловой скорости,
затем включают временно режим ускоренного разворота курсового гироскопа на фиксированный угол, находящийся в зависимости от азимутального сектора в диапазоне:
π/16±α , если северный или южный сектор и ω≥0;
-π/16±α , если северный или южный сектор и ω<0;
π/2±α , если восточный сектор;
-π/2±α , если западный сектор;
π/4±α , если северо-восточный сектор;
-π/4±α , если северо-западный сектор;
3π/4±α , если юго-восточный сектор;
-3π/4±α , если юго-западный сектор,
где α ,α ,α ,α - фиксированные заданные значения курсового угла,
затем, если ось курсового гироскопа находится в северном или южном секторе, определяют угловую скорость ω′ и уточняют сектор:
северный сектор, если ω<0,ω′≥0 или ω≥0,ω′≥0;
южный сектор, если ω<0,ω′≥0 или ω≥0,ω′≥0;
и включают временно режим ускоренного разворота курсового гироскопа на фиксированный угол, находящийся в диапазоне:
π16±α , если северный сектор и ω′≥0;
-π16±α , если северный сектор и ω′<0;
π-α , если южный сектор и ω′≥0;
-π+α , если южный сектор и ω′<0.
2. Способ по п. 1, отличающийся тем, что задают большее число фиксированных значений W* (или) ω*, при этом увеличивают количество определяемых азимутальных секторов.
северный или южный сектор - если |W|<W*,|ω|<ω*;
восточный сектор - если |W|<W*,|ω|≥ω*,ω>0;
западный сектор - если |W|<W*,|ω|≥ω*,ω<0;
северо-восточный сектор - если |W|≥W*,W<0,ω>0;
северо-западный сектор - если |W|≥W*,W>0,ω<0;
юго-восточный сектор - если |W|≥W*,W>0,ω>0;
юго-западный сектор - если |W|≥W*,W<0,ω<0;
где W* - фиксированное заданное значение углового ускорения,
ω* - фиксированное заданное значение угловой скорости,
затем включают временно режим ускоренного разворота курсового гироскопа на фиксированный угол, находящийся в зависимости от азимутального сектора в диапазоне:
π/16±α
-π/16±α
π/2±α
-π/2±α
π/4±α
-π/4±α
3π/4±α
-3π/4±α
где α
затем, если ось курсового гироскопа находится в северном или южном секторе, определяют угловую скорость ω′ и уточняют сектор:
северный сектор, если ω<0,ω′≥0 или ω≥0,ω′≥0;
южный сектор, если ω<0,ω′≥0 или ω≥0,ω′≥0;
и включают временно режим ускоренного разворота курсового гироскопа на фиксированный угол, находящийся в диапазоне:
π16±α
-π16±α
π-α
-π+α
2. Способ по п. 1, отличающийся тем, что задают большее число фиксированных значений W* (или) ω*, при этом увеличивают количество определяемых азимутальных секторов.
3. Способ определения истинного азимута оси объекта при первоначальном ориентировании при неизвестном азимутальном направлении оси объекта, заключающийся в том, что в начальный момент заданного промежутка времени определения азимута включают режим компаса установленной на объекте системы самоориентирующейся с курсовым гироскопом в кардановом подвесе и курсовым датчиком угла, а в конечный момент заданного промежутка времени определения азимута перед выключением режима компаса и включением режима хранения направления в бортовом вычислителе фиксируют значение истинного азимута оси объекта: Aист = A+ΔA, где Аист - значение истинного азимута оси объекта; А - значение угла с датчика курсового угла системы самоориентирующейся; ΔA - постоянная угловая поправка, зависящая от расположения системы самоориентирующейся на объекте, отличающийся тем, что с начального момента заданного промежутка времени определения азимута выполняется последовательность шагов, каждый из которых состоит из включения режима гирокомпаса, определения путем обработки информации с датчика курсового угла системы самоориентирующейся в бортовом вычислителе знака угловой скорости и включения режима ускоренного разворота курсового гироскопа на угол, знак которого совпадает с определенным на этом же шаге знаком угловой скорости, а абсолютное значение определяется согласно фиксированной стратегии по значениям предшествующих углов разворота до тех пор, пока абсолютное значение угла разворота не станет меньше заданного порогового значения либо пока время выполнения последовательности шагов не превысит заданное.
4. Способ по п. 3, отличающийся тем, что если знаки угловых скоростей на предыдущем и текущем шагах отличаются, то абсолютное значение угла разворота на текущем шаге уменьшается на фиксированный коэффициент больше единицы по сравнению со значением на предыдущем шаге, если совпадают знаки угловых скоростей не более чем на двух последних шагах подряд, то абсолютные значения углов разворота на них равны, а если на двух и более шагах подряд, то абсолютное значение угла разворота на текущем шаге определяется как сумма абсолютных значений углов разворота на двух предшествующих шагах, но не больше заданного значения.
5. Способ по п. 3, отличающийся тем, что если знаки угловых скоростей на предыдущем и текущем шагах совпадают, то абсолютное значение угла разворота на текущем шаге увеличивается согласно числам Фибоначчи.
6. Способ по п. 3, отличающийся тем, что если знаки угловых скоростей на предыдущем и текущем шагах отличаются, то абсолютное значение угла разворота на текущем шаге определяется согласно правилу золотого сечения.
7. Способ по пп. 3-6, отличающийся тем, что выключение режима гирокомпаса производят ранее конечного момента заданного промежутка времени определения азимута, выдерживая после окончания циклических ускоренных разворотов фиксированный заданный промежуток времени.
8. Способ по пп. 1-6, отличающийся тем, что перед выключением режима компаса путем обработки выходной информации с датчика курсового угла системы самоориентирующейся в бортовом вычислителе определяют значение угла А как среднее значение за фиксированный заданный промежуток времени значений Аj, где j - цикл передачи информации с системы самоориентирующейся в бортовой вычислитель.
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2001106394/28A RU2184936C1 (ru) | 2001-03-06 | 2001-03-06 | Способ определения азимута в системах навигации, топопривязки, наведения и прицеливания (варианты) |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2001106394/28A RU2184936C1 (ru) | 2001-03-06 | 2001-03-06 | Способ определения азимута в системах навигации, топопривязки, наведения и прицеливания (варианты) |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2184936C1 true RU2184936C1 (ru) | 2002-07-10 |
Family
ID=20246953
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2001106394/28A RU2184936C1 (ru) | 2001-03-06 | 2001-03-06 | Способ определения азимута в системах навигации, топопривязки, наведения и прицеливания (варианты) |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2184936C1 (ru) |
Cited By (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2640312C2 (ru) * | 2016-06-15 | 2017-12-27 | Федеральное государственное бюджетное учреждение "Центральный научно-исследовательский институт Военно-воздушных сил" Министерства обороны Российской Федерации ФГБУ "ЦНИИ ВВС" Министерства обороны РФ | Автоматизированная система навигации с контролем целостности навигационных данных спутниковых радионавигационных систем по информации механического и доплеровского датчиков скорости |
| RU2642151C2 (ru) * | 2016-06-15 | 2018-01-24 | Федеральное государственное бюджетное учреждение "Центральный научно-исследовательский институт Военно-воздушных сил" Министерства обороны Российской Федерации ФГБУ "ЦНИИ ВВС" Министерства обороны РФ | Автоматизированная система навигации с контролем целостности навигационных данных спутниковых радионавигационных систем по информации бесплатформенной инерциальной навигационной системы |
| RU2708550C1 (ru) * | 2018-07-16 | 2019-12-09 | Акционерное общество "Всероссийский научно-исследовательский институт "Сигнал" | Аппаратура наземной навигации |
-
2001
- 2001-03-06 RU RU2001106394/28A patent/RU2184936C1/ru not_active IP Right Cessation
Cited By (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2640312C2 (ru) * | 2016-06-15 | 2017-12-27 | Федеральное государственное бюджетное учреждение "Центральный научно-исследовательский институт Военно-воздушных сил" Министерства обороны Российской Федерации ФГБУ "ЦНИИ ВВС" Министерства обороны РФ | Автоматизированная система навигации с контролем целостности навигационных данных спутниковых радионавигационных систем по информации механического и доплеровского датчиков скорости |
| RU2642151C2 (ru) * | 2016-06-15 | 2018-01-24 | Федеральное государственное бюджетное учреждение "Центральный научно-исследовательский институт Военно-воздушных сил" Министерства обороны Российской Федерации ФГБУ "ЦНИИ ВВС" Министерства обороны РФ | Автоматизированная система навигации с контролем целостности навигационных данных спутниковых радионавигационных систем по информации бесплатформенной инерциальной навигационной системы |
| RU2708550C1 (ru) * | 2018-07-16 | 2019-12-09 | Акционерное общество "Всероссийский научно-исследовательский институт "Сигнал" | Аппаратура наземной навигации |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| Aly et al. | Lanequest: An accurate and energy-efficient lane detection system | |
| US7341221B1 (en) | Attitude determination with magnetometers for gun-launched munitions | |
| CN109891049B (zh) | 对机具进行增量轨迹估计的系统、介质和方法 | |
| CN103900608B (zh) | 一种基于四元数ckf的低精度惯导初始对准方法 | |
| CN103743413B (zh) | 倾斜状态下调制寻北仪安装误差在线估计与寻北误差补偿方法 | |
| CN108955713A (zh) | 行驶轨迹的显示方法及装置 | |
| Iozan et al. | Using a MEMS gyroscope to measure the Earth’s rotation for gyrocompassing applications | |
| CN106092095A (zh) | 一种地磁修正惯导的智能手机用户室内定位方法 | |
| JPH02504428A (ja) | 慣性空間中の目標の位置および速度を決定する方法および装置 | |
| CN106153042A (zh) | 航向角获取方法和装置 | |
| SG186362A1 (en) | Improved north finder | |
| CN110736484B (zh) | 基于陀螺仪及磁传感器融合的背景磁场标定方法 | |
| US20040107064A1 (en) | Device and method for automatically detecting a calibration termination for a geomagnetic sensor | |
| WO2018214226A1 (zh) | 一种无人车实时姿态测量方法 | |
| WO2014115848A1 (ja) | 回転情報演算方法、回転情報演算プログラム、磁気型ジャイロスコープおよび移動体 | |
| RU2184936C1 (ru) | Способ определения азимута в системах навигации, топопривязки, наведения и прицеливания (варианты) | |
| US20180156620A1 (en) | Information processing apparatus, control method, and program | |
| CN106643726B (zh) | 一种统一惯性导航解算方法 | |
| RU2407989C1 (ru) | Способ определения истинного азимута системой самоориентирующейся гироскопической | |
| CN110873577B (zh) | 一种水下快速动基座对准方法及装置 | |
| CN106595701A (zh) | 一种基于加性四元数的大方位失准角线性对准方法 | |
| RU2308681C1 (ru) | Гироскопическая навигационная система для подвижных объектов | |
| RU2617147C1 (ru) | Способ начального ориентирования гироскопической навигационной системы для наземных подвижных объектов | |
| RU2617141C1 (ru) | Способ определения азимута | |
| Whipple | XLIV. The motion of a particle on the surface of a smooth rotating globe |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| MM4A | The patent is invalid due to non-payment of fees |
Effective date: 20060307 |