RU2491508C1 - Способ контроля гиростабилизированной платформы - Google Patents
Способ контроля гиростабилизированной платформы Download PDFInfo
- Publication number
- RU2491508C1 RU2491508C1 RU2011149563/28A RU2011149563A RU2491508C1 RU 2491508 C1 RU2491508 C1 RU 2491508C1 RU 2011149563/28 A RU2011149563/28 A RU 2011149563/28A RU 2011149563 A RU2011149563 A RU 2011149563A RU 2491508 C1 RU2491508 C1 RU 2491508C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- platform
- gyro
- rotation
- matrix
- control
- Prior art date
Links
Landscapes
- Motorcycle And Bicycle Frame (AREA)
- Control Of Position Or Direction (AREA)
- Navigation (AREA)
Abstract
Изобретение относится к области навигационного приборостроения и может быть использовано для контроля гиростабилизированных платформ космического назначения. Технический результат - повышение точности и достоверности контроля гиростабилизированной платформы. Для этого осуществляют начальную выставку гиростабилизированной платформы, подают в датчики моментов гироскопов управляющие сигналы сначала одного, а затем противоположного знака, непрерывно определяют фактическое угловое положение гиростабилизированной платформы при помощи датчиков углов, установленных на осях карданова подвеса. Одновременно с определением фактического углового положения гиростабилизированной платформы определяют расчетное угловое положение платформы относительно осей карданова подвеса при подаче управляющих сигналов с учетом паспортных значений передаточных характеристик датчиков моментов, после чего путем сравнения фактического и расчетного положений платформы выделяют погрешности управляемого вращения, считают гиростабилизированную платформу прошедшей контроль с положительным результатом, если погрешности управляемого вращения не превышают допустимых значений. 1 ил.
Description
Изобретение относится к навигационной технике и может быть использовано для контроля гиростабилизированных платформ космического назначения в режиме управляемого изменения углового положения гиростабилизированной платформы при заводских и предпусковых испытаниях систем управления ракетоносителей, разгонных блоков, космических и летательных аппаратов.
Известен способ калибровки датчика момента гироскопа [1], основанный на приложении возмущающего момента и определении тока в цепи обмотки датчика с последующим определением передаточной характеристики датчика момента.
Недостатком известного способа является невысокая точность контроля, так как при применении гироскопа в составе гиростабилизированной платформы при управлении платформой путем подачи управляющих сигналов на датчики момента могут возникнуть ошибки управления, то есть неправильное задание требуемого углового положения платформы из-за погрешностей определения передаточных характеристик датчиков момента.
Наиболее близким техническим решением является способ контроля гиростабилизированной платформы [2], в котором управление угловым положением платформы с жестко закрепленными на ней гироскопами и акселерометрами осуществляется путем наложения моментов на оси гироскопов с помощью подачи управляющих сигналов на датчики моментов гироскопов, в результате чего платформа начинает вращаться вокруг осей карданова подвеса платформы. При этом угол поворота платформы вокруг каждой из осей карданова подвеса определяется величинами передаточных характеристик соответствующих датчиков моментов и временем подачи управляющих сигналов, а направление вращения определяется знаком управляющих сигналов. Передаточные характеристики, представляющие собой отношение угловой скорости вращения к времени подачи управляющего сигнала (например, 2°/мин), являются паспортизируемыми параметрами и их конкретные значения заносятся в паспорт (формуляр) гиростабилизируемой платформы. Для реализации требуемых углов поворота гиростабилизированной платформы время подачи управляющих сигналов на датчики моментов рассчитывается в бортовом вычислителе по определенным алгоритмам с использованием паспортных величин передаточных характеристик.
Недостатком известного способа является невысокая точность и достоверность контроля в связи с тем, что при применении гиростабилизированной платформы в составе навигационной системы, в которой управляющие сигналы на датчики моментов гироскопов вырабатываются бортовым вычислителем системы управления, могут возникнуть дополнительные ошибки управления угловым движением гиростабилизированной платформы из-за погрешностей определения передаточных характеристик датчиков момента или ошибок расчета управляющих сигналов.
Техническим результатом изобретения является повышение точности и достоверности контроля гиростабилизированной платформы.
Указанный технический результат достигается тем, что в известном способе контроля гиростабилизированной платформы, включающем начальную выставку гиростабилизированной платформы и определение матрицы расчетной ориентации платформенной системы координат относительно системы координат, связанной с Землей, подачу в датчики моментов гироскопов управляющих сигналов сначала одного, а затем противоположного знака, непрерывное определение фактического углового положения гиростабилизированной платформы при помощи датчиков углов, установленных на осях карданова подвеса, дополнительно одновременно с подачей управляющих сигналов непрерывно определяют матрицу фактической ориентации гиростабилизированной платформы относительно Земли по текущим значениям углов поворота относительно осей карданова подвеса, определяют текущую матрицу
фактической ориентации гиростабилизированной платформы с учетом вращения Земли, синхронно с подачей управляющих сигналов на датчики момента гироскопов и определением текущей матрицы фактической ориентации производят расчет текущей матрицы расчетной ориентации
с учетом вращения Земли и паспортных значений передаточных характеристик датчиков моментов, путем непрерывного и синхронного сравнения расчетной и фактической матриц ориентации гиростабилизированной платформы
определяют угловые составляющие погрешностей вращения гиростабилизированной платформы как элементы α12, α13, α23 полученной матрицы α, считают гиростабилизированную платформу прошедшей контроль, если угловые составляющие погрешностей вращения гиростабилизированной платформы не превышают допустимых значений.
Существо способа иллюстрируется чертежом, на котором упрощенно представлена кинематическая схема гиростабилизированной платформы без особенностей конструкции, не требующихся для описания способа, а также функциональная схема бортового вычислителя, реализующая предложенный способ.
Способ контроля гиростабилизированной платформы (ГСП) реализуется следующим образом.
Осуществляют начальную выставку ГСП относительно системы координат, связанной с Землей. При этом используется один из известных способов, например, способ [3]. Результатом выставки является определение в бортовом вычислителе матрицы расчетной ориентации
(или таблицы направляющих косинусов в терминологии источника информации) платформенной системы координат ГСП относительно системы координат, связанной с Землей.
В бортовом вычислителе, используя паспортные значения передаточных характеристик датчиков моментов гироскопов, рассчитывают время подачи управляющих сигналов, за которое ГСП займет положение, при котором углы карданова подвеса φ, ψ, ϑ будут иметь значение +20°. Величина угла не имеет принципиального значения, но должна значительно превышать величину погрешности датчиков углов карданова подвеса (обычно не более 10 угл.сек).
Затем подают управляющие сигналы на датчики моментов гироскопов (на чертеже не показаны). ГСП при этом начинает вращаться до заданных значений углов φ, ψ, ϑ, по достижении которых управляющие сигналы снимаются и движение ГСП прекращается.
Одновременно с началом вращения ГСП в бортовом вычислителе непрерывно перерассчитывают ранее определенную при начальной выставке матрицу расчетной ориентации ГСП с учетом вращения Земли и паспортных значений передаточных характеристик датчиков моментов, формируют при этом текущую матрицу расчетной ориентации ГСП
.
Синхронно с перерасчетом матрицы
непрерывно формируют матрицу фактической ориентации
ГСП относительно Земли по текущим значениям углов относительно осей карданова подвеса φ, ψ, ϑ, определяемую по формуле (I):
u - угловая скорость вращения Земли;
φ0, λ0 - географические широта и долгота места испытаний;
t - время подачи управляющих сигналов.
Таким образом, как показано на чертеже, в бортовом вычислителе образованы две, изменяющиеся за время подачи управляющих сигналов, матрицы, характеризующие угловое положение ГСП, одна их которых (расчетная) учитывает паспортные значения передаточных характеристик датчиков моментов, другая (фактическая) - их текущие истинные значения.
Для определения погрешностей вращения ГСП непрерывно и синхронно производят сравнение расчетной и фактической матриц ориентации за время подачи управляющих сигналов:
и осуществляют преобразования по формуле (4):
где Т - знак транспонирования матриц.
При этом элементы α12, α13, α23 полученной матрицы α представляют собой угловые составляющие погрешностей вращения ГСП.
Для обеспечения полного контроля при вращении ГСП в другую сторону, т.е. до положения с углами φ, ψ, ϑ, равными -20°, изменяют знаки управляющих сигналов на противоположные.
Далее снова подают управляющие сигналы на датчики моментов гироскопов и по аналогичной методике определяют угловые составляющие погрешностей вращения ГСП при вращении ГСП в другую сторону.
Производят сравнение полученных величин угловых составляющих погрешностей за время подачи управляющих сигналов с их допустимыми значениями, определяемыми исходя из условия выполнения системой управления целевой задачи космического или летательного аппарата. Так, например, для обеспечения вывода космических аппаратов телекоммуникационного назначения эти допустимые значения составляют 6 угловых минут. В этом случае, при получении значений угловых составляющих погрешностей вращения ГСП менее 6 угловых минут, ГСП считается прошедшей контроль с положительными результатами для обеспечения требуемой точности вывода космического аппарата.
Предложенный способ позволяет повысить точность контроля путем приближения условий контроля к условиям эксплуатации, так как контроль осуществляется в составе системы управления. Достоверность и глубина контроля повышается задействованием при контроле всего сквозного тракта управления угловым положением ГСП в составе системы управления, включая формирование и подачу из бортового вычислителя управляющих сигналов сначала с одними знаками, а затем - с противоположными знаками, реализацию движения ГСП и отслеживание угловой ориентации ГСП в алгоритмах бортового вычислителя.
Источники информации
1. Патент SU 991804, 2005, G01C 25/00.
2. О.А. Бабич «Обработка информации в навигационных комплексах», М., Машиностроение, 1991 г., стр.313.
3. В.Д. Андреев «Теория инерциальной навигации. Автономные системы», М., 1966 г., стр.562-567.
Claims (1)
- Способ контроля гиростабилизированной платформы, включающий начальную выставку гиростабилизированной платформы и определение матрицы расчетной ориентации платформенной системы координат относительно системы координат, связанной с Землей, подачу в датчики моментов гироскопов управляющих сигналов сначала одного, а затем противоположного знака, непрерывное определение фактического углового положения гиростабилизированной платформы при помощи датчиков углов, установленных на осях карданова подвеса, отличающийся тем, что одновременно с подачей управляющих сигналов непрерывно определяют матрицу фактической ориентации гиростабилизированной платформы относительно Земли по текущим значениям углов поворота относительно осей карданова подвеса, определяют текущую матрицу
определяют угловые составляющие погрешностей вращения гиростабилизированной платформы как элементы α12, α13, α23 полученной матрицы α, считают гиростабилизированную платформу прошедшей контроль, если угловые составляющие погрешностей вращения гиростабилизированной платформы не превышают допустимых значений.
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2011149563/28A RU2491508C1 (ru) | 2011-12-07 | 2011-12-07 | Способ контроля гиростабилизированной платформы |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2011149563/28A RU2491508C1 (ru) | 2011-12-07 | 2011-12-07 | Способ контроля гиростабилизированной платформы |
Publications (2)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU2011149563A RU2011149563A (ru) | 2013-06-27 |
RU2491508C1 true RU2491508C1 (ru) | 2013-08-27 |
Family
ID=48700929
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU2011149563/28A RU2491508C1 (ru) | 2011-12-07 | 2011-12-07 | Способ контроля гиростабилизированной платформы |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
RU (1) | RU2491508C1 (ru) |
Citations (5)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US3883812A (en) * | 1971-12-20 | 1975-05-13 | Nasa | Diode-quad bridge circuit means |
RU2060463C1 (ru) * | 1990-08-03 | 1996-05-20 | Научно-производственное объединение автоматики и приборостроения | Способ определения и компенсации ухода трехосного гиростабилизатора |
EP0763714A2 (en) * | 1995-08-22 | 1997-03-19 | The Boeing Company | Cursor controlled navigation system for aircraft |
SU991804A1 (ru) * | 1981-04-10 | 2005-08-20 | В.П. Чиняев | Способ калибровки датчика момента гироскопа |
RU2392198C1 (ru) * | 2009-06-15 | 2010-06-20 | Открытое акционерное общество "Раменское приборостроительное конструкторское бюро" | Прицельно-навигационный комплекс оборудования многофункционального самолета |
-
2011
- 2011-12-07 RU RU2011149563/28A patent/RU2491508C1/ru not_active IP Right Cessation
Patent Citations (5)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US3883812A (en) * | 1971-12-20 | 1975-05-13 | Nasa | Diode-quad bridge circuit means |
SU991804A1 (ru) * | 1981-04-10 | 2005-08-20 | В.П. Чиняев | Способ калибровки датчика момента гироскопа |
RU2060463C1 (ru) * | 1990-08-03 | 1996-05-20 | Научно-производственное объединение автоматики и приборостроения | Способ определения и компенсации ухода трехосного гиростабилизатора |
EP0763714A2 (en) * | 1995-08-22 | 1997-03-19 | The Boeing Company | Cursor controlled navigation system for aircraft |
RU2392198C1 (ru) * | 2009-06-15 | 2010-06-20 | Открытое акционерное общество "Раменское приборостроительное конструкторское бюро" | Прицельно-навигационный комплекс оборудования многофункционального самолета |
Non-Patent Citations (1)
Title |
---|
БАБИЧ О.А. Обработка информации в навигационных комплексах. - М.: Машиностроение, 1991, с.6-16, 391-507. АНДРЕЕВ В.Д. Теория инерциальной навигации. Автономные системы. - М., 1966, с.562-567. * |
Also Published As
Publication number | Publication date |
---|---|
RU2011149563A (ru) | 2013-06-27 |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
US9574881B2 (en) | Method and system for controlling antenna of mobile communication application system based on double quaternions in MEMS inertial navigation | |
US8311739B2 (en) | Inertial navigation system error correction | |
CN101788296B (zh) | 一种sins/cns深组合导航系统及其实现方法 | |
CN102879011B (zh) | 一种基于星敏感器辅助的月面惯导对准方法 | |
EP2239540A1 (en) | Gyroscope adapted to be mounted to a goniometer | |
CN104764463B (zh) | 一种惯性平台调平瞄准误差的自检测方法 | |
CN106643709A (zh) | 一种海上运载体的组合导航方法及装置 | |
CN108195400A (zh) | 捷联式微机电惯性导航系统的动基座对准方法 | |
CN103697911A (zh) | 一种纬度未知情形下的捷联惯导系统初始姿态确定方法 | |
CN103759729A (zh) | 采用捷联惯导的月球软着陆地面试验用初始姿态获取方法 | |
CN105352527A (zh) | 一种基于双轴转位机构光纤陀螺标定方法 | |
Avrutov | Autonomous determination of initial latitude with an inertial measuring unit | |
CN105737848B (zh) | 一种系统级星敏感器观星系统及观星方法 | |
EP1852681A1 (en) | Method for elaborating navigation parameters and vertical of a place | |
CN105300407B (zh) | 一种用于单轴调制激光陀螺惯导系统的海上动态启动方法 | |
US8725415B2 (en) | Method and device for long-duration navigation | |
CN103901459A (zh) | 一种mems/gps组合导航系统中量测滞后的滤波方法 | |
RU2608337C1 (ru) | Способ автономной начальной выставки стабилизированной платформы трехосного гиростабилизатора в плоскость горизонта и на заданный азимут | |
RU2491508C1 (ru) | Способ контроля гиростабилизированной платформы | |
Dranitsyna | IMU calibration using sins navigation solution: Selection of the rate table motion scenario | |
CN104834316A (zh) | 车载环境下捷联惯组长时间待机过程中的姿态保持方法 | |
RU2603821C2 (ru) | Многофункциональная навигационная система для подвижных наземных объектов | |
Avrutov et al. | Strapdown Gyro Latitude Finder | |
Avrutov | Gyro north and latitude finder | |
RU2523670C1 (ru) | Интегрированная инерциально-спутниковая система ориентации и навигации для морских объектов |
Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
MM4A | The patent is invalid due to non-payment of fees |
Effective date: 20181208 |