RU2571199C1 - Stabilised gyrocompass system - Google Patents
Stabilised gyrocompass system Download PDFInfo
- Publication number
- RU2571199C1 RU2571199C1 RU2014143313/28A RU2014143313A RU2571199C1 RU 2571199 C1 RU2571199 C1 RU 2571199C1 RU 2014143313/28 A RU2014143313/28 A RU 2014143313/28A RU 2014143313 A RU2014143313 A RU 2014143313A RU 2571199 C1 RU2571199 C1 RU 2571199C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- unit
- input
- block
- gyroscopes
- inputs
- Prior art date
Links
Images
Landscapes
- Gyroscopes (AREA)
Abstract
Description
Изобретение относится к системам ориентации и навигации подвижных объектов различного типа, в частности к гирогоризонткомпасам (ГГК), в которых используется измерительная информация, получаемая с датчиков угловых скоростей (ДУС) (волоконно-оптических гироскопов (ВОГ) или ДУС иного типа) и с блока акселерометров.The invention relates to systems for the orientation and navigation of moving objects of various types, in particular to gyrohorizon compasses (GGK), which use measuring information obtained from angular velocity sensors (TLS) (fiber-optic gyroscopes (FOG) or TLS of a different type) and from a block accelerometers.
Известен ГГК с вращением инерциального измерительного модуля (патент РФ №2436046), выбранный в качестве прототипа, со следующими существенными признаками, наиболее близкими к предполагаемому изобретению: гирогоризонткомпас, включающий первый, второй и третий гироскопы, установленные на вращающемся валу, измерительные оси которых взаимно ортогональны, первый и второй акселерометры, измерительные оси которых ортогональны, первое исполнительное устройство, ротор которого связан с вращающимся валом, бортовой вычислитель, содержащий блок выработки углов ориентации, причем первый и второй входы бортового вычислителя, являющиеся первым и вторым входами блока выработки углов ориентации, соединены соответственно с выходами первого и второго акселерометров. Блок выработки углов ориентации бортового вычислителя включает блок выработки параметров ориентации, блок преобразования кажущихся ускорений, блок выработки параметров поступательного движения и блок построения вертикали.Known GGC with the rotation of the inertial measuring module (RF patent No. 2436046), selected as a prototype, with the following essential features closest to the proposed invention: gyrohorizontcompass, comprising the first, second and third gyroscopes mounted on a rotating shaft, the measuring axes of which are mutually orthogonal , the first and second accelerometers, the measuring axes of which are orthogonal, the first actuator, the rotor of which is connected with a rotating shaft, an on-board computer containing a block working orientation angles, and the first and second inputs of the on-board computer, which are the first and second inputs of the block generating the orientation angles, are connected respectively with the outputs of the first and second accelerometers. The unit for generating orientation angles of the on-board computer includes a unit for generating orientation parameters, a unit for converting apparent accelerations, a unit for generating translational movement parameters, and a vertical building unit.
Недостатками известного ГГК по патенту №2436046 являются:The disadvantages of the known GGC patent No. 2436046 are:
- использование скользящего токоподвода неограниченного вращения для передачи информации из вращающегося измерительного модуля, что снижает надежность и уменьшает ресурс устройства;- the use of a sliding current supply of unlimited rotation for transmitting information from a rotating measuring module, which reduces reliability and reduces the resource of the device;
- использование трех высокоточных ДУС (высокоточных ВОГ), что приводит к усложнению, увеличению массы и габаритов устройства;- the use of three high-precision TLS (high-precision FOG), which leads to complication, increase in mass and dimensions of the device;
- низкая точность определения азимута при применении в качестве второго и третьего (горизонтальных) гироскопов низкоточных ДУС (ВОГ);- low accuracy in determining azimuth when used as the second and third (horizontal) gyroscopes of low-current TLS (FOG);
- реализация непрерывного кругового вращения измерительного модуля, включающего триаду высокоточных ВОГ и триаду акселерометров, целиком, что приводит к усложнению, увеличению массы и габаритов устройства, снижению его надежности и ресурса за счет постоянной работы устройства вращения и увеличения нагрузки на опоры;- the implementation of continuous circular rotation of the measuring module, including the triad of high-precision FOGs and the triad of accelerometers, in its entirety, which leads to complication, increase in mass and dimensions of the device, decrease in its reliability and resource due to the constant operation of the rotation device and increase in load on the supports;
- отсутствие возможности оценки ухода вертикального ВОГ в связи, с чем ухудшается точность выработки параметров ориентации (в частности, угла курса).- the inability to assess the departure of vertical FOG in connection with which the accuracy of the generation of orientation parameters (in particular, the course angle) is deteriorating.
Техническими задачами, на которые направлено заявляемое изобретение, являются повышение точности выработки параметров ориентации путем оценки уходов ДУС (в частности, вертикального ДУС), повышение точности определения азимута при применении в качестве горизонтальных гироскопов ДУС низкой точности, повышение надежности и увеличение ресурса путем исключения из состава устройства скользящего токоподвода неограниченного вращения, упрощение конструкции, снижение массы и уменьшение габаритов путем снижения требований к точности горизонтальных гироскопов, жесткого закрепления акселерометров и реализации дискретных кратковременных (на момент определения азимута) поворотов гироскопов без вращения акселерометров.The technical problems to which the claimed invention is directed are to increase the accuracy of generating orientation parameters by evaluating the TLS drifts (in particular, the vertical TLS), increase the accuracy of azimuth when applying the TPS of low accuracy as horizontal gyroscopes, increase reliability and increase the life by excluding from the composition devices for sliding current supply of unlimited rotation, simplifying the design, reducing weight and reducing dimensions by reducing the requirements for horizontal accuracy for Basic gyroscopes, accelerometers rigidly fixed and discrete implementation of short-term (at the time of determining the azimuth) turns gyroscopes without rotation accelerometers.
Поставленная техническая задача решается тем, что в гирогоризонткомпас, включающий первый, второй и третий гироскопы, установленные на вращающемся валу, измерительные оси которых взаимно ортогональны, первый и второй акселерометры, измерительные оси которых ортогональны, первое исполнительное устройство, ротор которого связан с вращающимся валом, бортовой вычислитель, содержащий блок выработки углов ориентации, причем первый и второй входы бортового вычислителя, являющиеся первым и вторым входами блока выработки углов ориентации, соединены соответственно с выходами первого и второго акселерометров, введены дополнительная рама и второе исполнительное устройство, а в состав бортового вычислителя - блок управления подвесом, блок вычисления и автокомпенсации погрешности определения азимута, блок оценки уходов гироскопов, блок коммутации сигналов гироскопов и управляющее устройство, при этом вращающийся вал с первым, вторым и третьим гироскопами установлен в дополнительной раме, а оси вращающегося вала и статор первого исполнительного устройства связаны с дополнительной рамой, наружные оси которой установлены в корпусе гирогоризонткомпаса с образованием двухосного подвеса, причем ротор второго исполнительного устройства связан с наружной осью дополнительной рамы, а статор второго исполнительного устройства и наружные оси дополнительной рамы - с корпусом гирогоризонткомпаса, при этом исполнительные устройства обеспечивают фиксированные углы поворота вращающегося вала и дополнительной рамы подвеса относительно продольной и поперечной осей гирогоризонткомпаса в положения -90°, 0°, +90° относительно направления, нормального к основанию гирогоризонткомпаса, причем первый и второй акселерометры установлены в корпусе гирогоризонткомпаса с измерительными осями, параллельными основанию гирогоризонткомпаса, выход первого гироскопа соединен с третьим входом бортового вычислителя, являющимся первым входом блока оценки уходов гироскопов и первым входом блока вычисления и автокомпенсации погрешности определения азимута, выходы второго и третьего гироскопов соединены соответственно с четвертым и пятым входами бортового вычислителя, являющимися вторым и третьим входами блока оценки уходов гироскопов, второй вход блока вычисления и автокомпенсации погрешности определения азимута подключен к выходу блока выработки углов ориентации, первый, второй и третий выходы блока оценки уходов гироскопов соединены соответственно с первым, вторым и третьим входами блока коммутации сигналов гироскопов, первый, второй и третий выходы которого соединены соответственно с третьим, четвертым и пятым входами блока выработки углов ориентации, выход блока вычисления и автокомпенсации погрешности определения азимута соединен с шестым входом блока выработки углов ориентации, третий вход блока вычисления и автокомпенсации погрешности определения азимута соединен с первым выходом блока управления подвесом, седьмой вход блока выработки углов ориентации соединен со вторым выходом блока управления подвесом, входы первого и второго исполнительных устройств подвеса соединены с первым и вторым выходами бортового вычислителя, являющимися третьим и четвертым выходами блока управления подвесом соответственно, вход которого соединен с выходом управляющего устройства, а пятый и шестой выходы блока управления подвесом соединены соответственно с четвертым входом блока оценки уходов гироскопов и с четвертым входом блока коммутации сигналов гироскопов.The stated technical problem is solved in that in the gyrohorizontcompass, comprising the first, second and third gyroscopes mounted on a rotating shaft, the measuring axes of which are mutually orthogonal, the first and second accelerometers, the measuring axes of which are orthogonal, the first actuator, the rotor of which is connected to the rotating shaft, an on-board calculator comprising an orientation angle generating unit, the first and second inputs of the on-board calculator being the first and second inputs of an orientation angle generating unit, with respectively, with the outputs of the first and second accelerometers, an additional frame and a second actuating device are introduced, and the on-board computer includes a suspension control unit, a calculation and automatic compensation unit for azimuth determination errors, a gyroscope drift estimation unit, a gyroscope signal switching unit, and a control device, the rotating shaft with the first, second and third gyroscopes is installed in an additional frame, and the axis of the rotating shaft and the stator of the first actuator are connected with a frame, the outer axes of which are installed in the housing of the gyrohorizontal compass with the formation of a biaxial suspension, the rotor of the second actuator being connected to the outer axis of the additional frame, and the stator of the second actuator and the outer axes of the additional frame to the gyrohorizontal compass, with actuators providing fixed rotation angles rotating shaft and additional suspension frame relative to the longitudinal and transverse axes of the gyrohorizontcompass at -90 °, 0 °, + 90 ° relative but the direction normal to the base of the gyrohorizontal compass, with the first and second accelerometers installed in the gyrohorizon compass case with measuring axes parallel to the base of the gyrohorizon compass, the output of the first gyroscope is connected to the third input of the on-board calculator, which is the first input of the gyro drift estimation unit and the first input of the error calculation and auto-compensation unit azimuth determination, the outputs of the second and third gyroscopes are connected respectively to the fourth and fifth inputs of the on-board computer which are the second and third inputs of the gyroscopes drift estimation unit, the second input of the calculation and automatic compensation unit of the azimuth error is connected to the output of the orientation angle generating unit, the first, second and third outputs of the gyroscopes drift estimation unit are connected to the first, second and third inputs of the signal switching unit gyroscopes, the first, second and third outputs of which are connected respectively to the third, fourth and fifth inputs of the block generating orientation angles, the output of the calculation and auto-compensation unit the error in determining the azimuth is connected to the sixth input of the block generating the orientation angles, the third input of the calculation and auto-compensation unit the error in determining the azimuth is connected to the first output of the suspension control unit, the seventh input of the block of generating the orientation angles is connected to the second output of the suspension control unit, the inputs of the first and second actuating devices of the suspension connected to the first and second outputs of the on-board computer, which are the third and fourth outputs of the suspension control unit, respectively, whose input connected to the output of the control device, and the fifth and sixth outputs the suspension control unit respectively connected to a fourth input of the evaluation gyro drifts and to a fourth input of the switching signals of gyroscopes.
В предлагаемом устройстве блок выработки углов ориентации выполняет функции блока выработки параметров ориентации, блока преобразования кажущихся ускорений, блока выработки параметров поступательного движения, блока построения вертикали прототипа и в частной реализации содержит указанные блоки, причем входы блока выработки параметров ориентации, соединенные с третьим, четвертым и пятым входами блока выработки углов ориентации, являются входами для сигналов первого, второго и третьего гироскопов после компенсации их уходов в блоке оценки уходов гироскопов, входы блока преобразования кажущихся ускорений, соединенные с первым и вторым входами блока выработки углов ориентации, - входами для сигналов первого и второго акселерометров, первый дополнительный вход блока выработки параметров ориентации, соединенный с шестым входом блока выработки углов ориентации, является входом для сигнала с выхода блока вычисления и автокомпенсации погрешности определения азимута, второй дополнительный вход блока выработки параметров ориентации, соединенный с седьмым входом блока выработки углов ориентации, является входом для сигнала со второго выхода блока управления подвесом, выход блока выработки параметров ориентации, с которого выдаются сигналы о продольном и поперечном наклонах, является выходом блока выработки углов ориентации для подключения ко второму входу блока вычисления и автокомпенсации погрешности определения азимута.In the proposed device, the block for generating orientation angles performs the functions of a block for generating orientation parameters, a block for transforming apparent accelerations, a block for generating parameters of translational motion, a block for constructing a vertical prototype, and in a private implementation it contains said blocks, the inputs of the block for generating orientation parameters connected to the third, fourth and the fifth inputs of the block generating orientation angles are the inputs for the signals of the first, second and third gyroscopes after compensating for their departures in the block gyroscope exits, inputs of the apparent acceleration conversion unit connected to the first and second inputs of the orientation angle generation block, inputs for signals of the first and second accelerometers, the first additional input of the orientation parameter generation block connected to the sixth input of the orientation angle generation block is an input for the signal from the output of the calculation and auto-compensation block of the azimuth determination error, the second additional input of the orientation parameter generation block connected to the seventh input of the block in the generation of orientation angles, is the input for the signal from the second output of the suspension control unit, the output of the orientation parameter generation unit, from which signals about longitudinal and transverse tilts are output, is the output of the orientation angle generation unit for connecting the azimuth determination error to the second input of the calculation and auto-compensation unit.
Изобретение поясняется чертежами, на которых представлены:The invention is illustrated by drawings, in which:
фиг. 1 - схема предлагаемого ГГК при работе в режиме гирокомпасирования;FIG. 1 is a diagram of the proposed GGK when operating in gyrocompassing mode;
фиг. 2 - схема предлагаемого ГГК при работе в режиме хранения направления;FIG. 2 is a diagram of the proposed GGK when operating in a direction storage mode;
фиг. 3 - схема бортового вычислителя;FIG. 3 is a diagram of an on-board computer;
фиг. 4 - частная реализация и состав блока выработки углов ориентации бортового вычислителя.FIG. 4 - private implementation and composition of the block generating angles of orientation of the onboard computer.
ГГК (фиг. 1) содержит двухосный подвес. На вращающемся валу (оси внутренней рамы подвеса) 1 установлены первый (высокоточный) гироскоп 2, второй 3 и третий 4 (низкоточные) гироскопы. Первый гироскоп 2 установлен таким образом, что его измерительная ось перпендикулярна оси вращающегося вала 1. Измерительные оси первого 2, второго 3 и третьего 4 гироскопов ортогональны друг другу. Измерительная ось второго гироскопа 3 параллельна оси вращающегося вала 1. На оси вращающегося вала 1 установлено первое исполнительное устройство 5. Ротор первого исполнительного устройства (электромагнита) 5 связан с вращающимся валом (внутренней рамой подвеса) 1, а статор закреплен на дополнительной (наружной) раме 6 подвеса. Дополнительная рама 6 своими осями установлена в корпусе ГГК. На оси дополнительной рамы 6 подвеса установлено второе исполнительное устройство 7. С осью дополнительной рамы 6 подвеса связан ротор второго исполнительного устройства (электромагнита) 7, статор которого закреплен в корпусе (основании) ГГК. В результате первый (высокоточный) гироскоп 2 может поворачиваться в диапазоне углов ±90° относительно продольной и поперечной осей ГГК относительно направления, нормального к основанию ГГК. В корпусе ГГК установлены первый 8 и второй 9 акселерометры, таким образом, что измерительные оси акселерометров находятся в плоскости основания ГГК, измерительная ось второго акселерометра 9 расположена по направлению (параллельно) оси наружной рамы 6 подвеса, а измерительная ось первого акселерометра 8 - в перпендикулярном направлении. Сигналы: ω1 - от первого гироскопа 2, ω2, ω3 - от второго 3 и третьего 4 гироскопов, ах, ау - от первого 8 и второго 9 акселерометров, поступают в бортовой вычислитель 10. Сигналы управления Ux, Uy из бортового вычислителя 10 поступают на первое 5 и второе 7 исполнительные устройства подвеса.GGK (Fig. 1) contains a biaxial suspension. On the rotating shaft (axis of the inner suspension frame) 1, the first (high-precision)
Бортовой вычислитель 10 (фиг. 3) содержит блок оценки уходов гироскопов 11, блок выработки углов ориентации 12, блок вычисления и автокомпенсации погрешности определения азимута 13, управляющее устройство 14, блок управления подвесом 15, блок коммутации сигналов гироскопов 16. В бортовом вычислителе 10 сигналы ах, ау поступают на первый и второй входы блока выработки углов ориентации 12, сигналы ω2, ω3, ω1 - на второй, третий и первый входы блока оценки уходов гироскопов 11. Сигнал ω1 первого гироскопа 2 дополнительно поступает на первый вход блока вычисления и автокомпенсации погрешности определения азимута 13, с выхода которого вычисленный угол азимута αKпр или αK передается в блок выработки углов ориентации 12. После обработки в блоке оценки уходов гироскопов 11 скомпенсированные сигналы гироскопов (без систематической составляющей в запуске) 
ГКК функционирует следующим образом.GKK operates as follows.
В режиме гирокомпасирования сигнал Режим на выходе управляющего устройства 14 бортового вычислителя 10 устанавливается в состояние «Гирокомпас», по которому блок управления подвесом 15 переключается на работу в режиме определения азимута. По командам блока управления подвесом 15 выполняется операция перевода измерительной оси первого гироскопа 2 в положение для гирокомпасирования. Для этого по сигналам управления Ux, Uy первое 5 и второе 7 исполнительные устройства подвеса осуществляют фиксированные повороты вращающегося вала 1 и наружной (дополнительной) рамы 6 подвеса относительно продольной и поперечной осей ГГК в положения -90° и 0° относительно направления, нормального к основанию ГГК. В результате измерительная ось первого гироскопа 2 переводится в плоскость основания ГГК, таким образом, чтобы она располагалась вдоль продольной оси ГГК (ось Y) и фиксируется в этом положении. После этого от блока управления подвесом 15 в блок выработки углов ориентации 12 поступает сигнал управления k1 «Стоянка», по которому информация о курсе К, вырабатываемая блоком выработки углов ориентации 12, «замораживается» (имитируется стоянка подвижного объекта), а по сигналу k2 в блоке вычисления и автокомпенсации погрешности определения азимута 13 производится предварительное измерение угла азимута αKпр соответствии с выражением:In the gyrocompassing mode, the Mode signal at the output of the
где ωzo - значение угловой скорости, измеренное первым гироскопом 2 в плоскости основания ГГК, ΩЗ - угловая скорость вращения Земли; φ - широта места, θпр - угол наклона продольной оси объекта (основания ГГК). В качестве угла наклона продольной оси θпр объекта в блоке вычисления и автокомпенсации погрешности определения азимута 10 выбирается угол килевой качки θ (продольный угол наклона), поступающий из блока выработки углов ориентации 12.where ω zo is the value of the angular velocity measured by the
Начальное положение измерительной оси первого гироскопа 2 для вычисления выражения (1) может быть любым (вдоль положительного или отрицательного направления оси X или Υ), при этом в качестве угла наклона в зависимости от положения измерительной оси первого гироскопа 2 выбирается угол килевой θ (продольный угол наклона) или угол бортовой ψ качки (поперечный угол наклона), а дополнительный угол поворота измерительной оси в плоскости основания ГГК учитывается в выражении (1) как добавка, кратная 90°.The initial position of the measuring axis of the
Далее по условию близости продольной или поперечной осей ГГК к вычисленному направлению αKпр вектора угловой скорости вращения Земли в блоке управления подвесом 15 выбираются положения измерительной оси первого гироскопа 2 (вдоль продольной Υ или поперечной X осей ГКК) для точного измерения азимута. Первый гироскоп 2 переводится в соответствующее положение в плоскости основания ГГК путем фиксированных разворотов на углы ±90° от вертикального относительно основания ГГК положения измерительной оси и фиксации в указанных положениях внутренней и наружной рам подвеса первым 5 и вторым 7 исполнительными устройствами.Further, by the condition of proximity of the longitudinal or transverse axes of the GGC to the calculated direction α Kpr of the angular velocity vector of the Earth in the
В соответствии с выражением (1) проводят первый и второй замеры угла азимута, в положениях, отстоящих друг от друга в плоскости основания объекта на 180°, выбирая соответственно угол θ или ψ в качестве продольного наклона (наклона вдоль текущего положения измерительной оси первого гироскопа 2). Значения углов θ или ψ определяются соответственно по сигналам ау или ах первого 8 и второго 9 акселерометров в блоке выработки углов ориентации 12 в соответствии с алгоритмами прототипа.In accordance with expression (1), the first and second measurements of the azimuth angle are carried out in positions separated by 180 ° from the object’s base plane, respectively, choosing the angle θ or ψ as the longitudinal inclination (inclination along the current position of the measuring axis of the first gyroscope 2 ) The values of the angles θ or ψ are determined respectively by the signals a y or a x of the first 8 and second 9 accelerometers in the block generating angles of
При выполнении замеров в режиме гирокомпасирования возможные колебания объекта фиксируются с помощью первого 8 и второго 9 акселерометров, второго 3 и третьего 4 гироскопов. Информация о колебаниях объекта (углы килевой θ и бортовой ψ качки), поступает в блок вычисления и автокомпенсации погрешности определения азимута 13, где дополнительно осуществляется компенсация погрешности определения азимута, обусловленная колебаниями объекта.When performing measurements in gyrocompassing mode, possible object vibrations are recorded using the first 8 and second 9 accelerometers, second 3 and third 4 gyroscopes. Information about the object’s vibrations (pitching θ and pitch ψ angles) is sent to the calculation and auto-compensation unit for the
Замеры, при которых ориентация оси чувствительности первого гироскопа 2 отличается на 180°, по сигналам k2, поступающим от блока управления подвесом 15, обрабатываются в блоке вычисления и автокомпенсации погрешности определения азимута 13 бортового вычислителя 10. На двух противоположных румбах горизонтальная составляющая угловой скорости вращения Земли одинакова по модулю и отличается по знаку, а систематический дрейф нуля гироскопа (датчика угловой скорости) неизменен как по модулю, так и по знаку, поэтому при арифметическом вычитании одного показания гироскопа (ДУС) из другого горизонтальная составляющая скорости вращения Земли удваивается, а дрейф нуля обнуляется. Результирующее значение угла азимута αK определяется по формулеMeasurements, in which the orientation of the sensitivity axis of the
где αK1, αK2 - значения курса в первом и втором замерах.where α K1 , α K2 are the course values in the first and second measurements.
Полученное значение угла азимута αK объекта инвариантно относительно изменения дрейфа нуля первого гироскопа 2.The obtained value of the azimuth angle α K of the object is invariant with respect to the change in the zero drift of the
В процессе гирокомпасирования в условиях стоянки подвижного объекта производится оценка и компенсация уходов гироскопов и уточнение значения азимута. Для этого при гирокомпасировании измерительная ось первого гироскопа 2 дополнительно устанавливается в два ортогональных первому и второму (2) положения в плоскости основания ГГК с вычислением соответствующего азимута αK3 и αK4 по выражению (1) для этих положений. Это позволяет уточнить значение азимута в блоке вычисления и автокомпенсации погрешности определения азимута 13 согласно выражению:In the process of gyrocompassing in the conditions of parking of a movable object, an assessment and compensation of the departures of gyroscopes and clarification of the azimuth value are performed. To do this, when gyrocompassing, the measuring axis of the
где αK3, αK4 - значения курса в третьем и четвертом замерах в положениях, ортогональных положениям для вычисления αK1, αK2 соответственно.where α K3 , α K4 are the course values in the third and fourth measurements in positions orthogonal to the positions for calculating α K1 , α K2, respectively.
При выполнении замеров и расчетов (3) в блок оценки уходов гироскопов 11 поступает сигнал управления k3 от блока управления подвесом 15, согласно которому в блоке оценки уходов гироскопов 11 производится фиксация и вычисление уходов гироскопов в каждом из 4-х положений, вычисление систематических составляющих уходов и их компенсация в показаниях гироскопов. В виду того, что при выполнении поворотов положения измерительных осей первого 2, второго 3 и третьего 4 гироскопов изменяются на 180°, с использованием полученных значений уходов, аналогично (2), оцениваются систематические составляющие уходов гироскопов в текущем запуске (гирокомпасировании), которые затем вычитаются из реальных показаний гироскопов.When performing measurements and calculations (3), the gyroscope
Скомпенсированные сигналы первого 2, второго 3 и третьего 4 гироскопов
При движении наземного объекта сигнал управления k1 переключается в состояние «Движение». В этом случае информация о курсе К, вырабатываемая блоком выработки углов ориентации 12, не «замораживается», а изменение азимутального положения объекта и корпуса ГГК фиксируется с помощью второго 3 или третьего 4 гироскопов в зависимости от того, измерительная ось какого гироскопа параллельна оси Ζ ГГК в текущей ориентации триады гироскопов.When a ground object moves, the control signal k 1 switches to the “Motion” state. In this case, the information about the course K generated by the unit for generating orientation angles 12 is not “frozen”, and the change in the azimuthal position of the object and the body of the gyroscope is recorded using the second 3 or third 4 gyroscopes, depending on which measuring axis of which gyroscope is parallel to the axis Ζ of the gyroscopic gyroscope in the current orientation of the triad of gyroscopes.
При работе ГГК в режиме хранения направления (фиг. 2) сигнал Режим от управляющего устройства 14 бортового вычислителя 10, устанавливается в состояние «Гироазимут», блок управления подвесом 15 переключается на работу в режиме хранения направления. По сигналам блока управления подвесом 15 с помощью первого 5 и второго 7 исполнительных устройств подвеса измерительная ось первого гироскопа 2 ориентируется перпендикулярно плоскости основания ГГК и фиксируется в этом положении. По сигналу управления k2 от блока управления подвесом 15 значение угла курса αK(2) или αKy(3) из блока вычисления и автокомпенсации погрешности определения азимута 13 поступает в блок выработки углов ориентации 12, где осуществляется «привязка» вырабатываемого угла курса К к измеренному углу азимута αK или αKy, при этом сигнал k1, передаваемый от блока управления подвесом 15 в блок выработки параметров ориентации 12, устанавливается в состояние, разрешающее выработку параметра ориентации подвижного объекта по углу курса К с использованием информации первого гироскопа 2. Угол курса К и углы наклона θ и ψ объекта определяются по известным выражениям алгоритмов работы БИНС [Основы построения бесплатформенных инерциальных навигационных систем / В.В. Матвеев, В.Я. Распопов / Под общ. ред. д.т.н. В.Я. Распопова. - СПб.: ГНЦ РФ ОАО «Концерн «ЦНИИ «Электроприбор», 2009. - 280 с.] в бортовом вычислителе 10 по сигналам: ωZ, ωX, ωY - первого 2, второго 3 и третьего 4 гироскопов, ах, ау - первого 8 и второго 9 акселерометров. В виду того, что углы наклона наземного объекта ограничены, дополнительная ошибка от второго 3 и третьего 4 (низкоточных) гироскопов при выработке угла курса К при движении носит незначительный характер.When the GGC is operating in the direction storage mode (Fig. 2), the Mode signal from the
Дополнительным фактором снижения стоимости при сохранении точности работы ГГК является реализация устройства таким образом, чтобы функции разнесенных во времени режимов гирокомпасирования (на стоянке) и хранения направления (в движении) выполнялись одним и тем же высокоточным чувствительным элементом, что реализуется предлагаемым устройством.An additional factor in reducing the cost while maintaining the accuracy of the GCC operation is the implementation of the device in such a way that the functions of the gyrocompassing modes (stationary) and the direction storage (while moving) are carried out by the same high-precision sensitive element that is implemented by the proposed device.
В предлагаемом ГГК в качестве первого гироскопа 2 может быть применен высокоточный ВОГ или кольцевой лазерный гироскоп, второго 3 и третьего 4 гироскопов - ВОГ, твердотельный волновой или микромеханический гироскопы, первого 8 и второго 9 акселерометров - механические маятниковые, на базе микроэлектромеханической системы (МЭМС) и другие типы акселерометров. Функции первого 5 и второго 7 исполнительных устройств (электромагнитов) могут выполнять электромеханические устройства, обеспечивающие фиксированные повороты исполнительной оси в положения -90°, 0° +90° относительно исходного положения. Бортовой вычислитель 10 может представлять собой устройство на базе микропроцессора или микроконтроллера с аналого-цифровыми преобразователями (АЦП) и цифроаналоговыми преобразователями (ЦАП), если первый 2, второй 3 и третий 4 гироскопы, первый 8 и второй 9 акселерометры, первое 5 и второе 7 исполнительные устройства работают с аналоговыми сигналами. Блок оценки уходов гироскопов 11, выработки углов ориентации 12, блок вычисления и автокомпенсации погрешности определения азимута 13, управляющее устройство 14, блок управления подвесом 15 и блок коммутации сигналов гироскопов 16 представляют собой арифметико-логические и программные устройства, выполненные на базе микропроцессора или микроконтроллера.In the proposed GGC, as the
В частной реализации блок выработки углов ориентации 12 ГГК содержит (фиг. 4): блок выработки параметров ориентации 17, блок преобразования кажущихся ускорений 18, блок выработки параметров поступательного движения 19, блок построения вертикали 20, причем входы блока выработки параметров ориентации 17, соединенные с четвертым, пятым и третьим входами блока выработки углов ориентации 12, являются входами для сигналов второго 3, третьего 4 и первого 2 гироскопов, входы блока преобразования кажущихся ускорений 18, соединенные с первым и вторым входами блока выработки углов ориентации 12, - входами для сигналов первого 8 и второго 9 акселерометров, первый дополнительный вход блока выработки параметров ориентации 17, соединенный с шестым входом блока выработки углов ориентации 12, является входом для сигнала с выхода блока вычисления и автокомпенсации погрешности определения азимута 13, второй дополнительный вход блока выработки параметров ориентации 17, соединенный с седьмым входом блока выработки углов ориентации 12, является входом для сигнала со второго выхода блока управления подвесом 15, выход блока выработки параметров ориентации 17, на который поступают сигналы о продольном и поперечном наклонах θ и ψ, является выходом для подключения ко второму входу блока вычисления и автокомпенсации погрешности определения азимута 13, причем aE, aN, ah - линейные ускорения объекта в проекции на оси географической системы координат, 
В целом, благодаря предложенной кинематической схеме, набору чувствительных, микропроцессорных и силовых исполнительных элементов (электромагнитов) предлагаемым устройством обеспечиваются:In general, thanks to the proposed kinematic scheme, a set of sensitive, microprocessor and power actuators (electromagnets), the proposed device provides:
- повышение точности измерения азимута путем использования высокоточного гироскопа с компенсацией систематической составляющей ошибки в запуске (измерительная ось которого при измерениях ориентируется в плоскости основания ГГК в четырех различных положениях);- improving the accuracy of azimuth measurement by using a high-precision gyroscope with compensation for the systematic component of the error at start (the measuring axis of which during measurements is oriented in the plane of the GGC base in four different positions);
- возможность компенсации погрешности самоориентирования, обусловленной колебаниями объекта от ветровых нагрузок, хождения экипажа и др. по сигналам канала построения вертикали на двух из триады гироскопов (на гироскопах, измерительные оси которых расположены параллельно основанию ГГК в текущей рабочей ориентации триады гироскопов) и акселерометрах;- the ability to compensate for the error of self-orientation due to fluctuations of the object from wind loads, crew walking, etc. according to the signals of the vertical channel on two of the triad of gyroscopes (on gyroscopes, the measuring axes of which are parallel to the base of the gyroscope in the current working orientation of the triad of gyroscopes) and accelerometers;
- возможность определения азимута в движении (сохраняется информация об азимутальном положении при гирокомпасировании);- the ability to determine the azimuth in motion (information is stored on the azimuthal position during gyrocompassing);
- режим хранения азимутального угла с помощью высокоточного гироскопа при движении объекта (измерительная ось которого ориентируется по вертикали места (перпендикулярно основанию ГГК));- storage mode of the azimuthal angle using a high-precision gyroscope during the movement of the object (the measuring axis of which is oriented vertically (perpendicular to the base of the GGC));
- определение углов наклона объекта на стоянке и при движении объекта;- determination of the angle of inclination of the object in the parking lot and during the movement of the object;
- повышение надежности, увеличение ресурса, упрощение конструкции, снижение массы и габаритов.- improving reliability, increasing the resource, simplifying the design, reducing weight and dimensions.
Проведены экспериментальные исследования и моделирование работы ГГК, подтверждающие улучшение характеристик устройства. При реализации предлагаемого ГГК, в составе которого в качестве первого гироскопа 2 применяется высокоточный ВОГ фирмы «Оптолинк» ОИУС-1000 со случайным дрейфом 0.017 час, массой 1 кг, диаметром 150 мм, относительной стоимостью 2.6, а в качестве второго 3 и третьего 4 гироскопов -среднеточные ВОГ ОИУС-200 той же фирмы со случайным дрейфом 0.27 час, массой 0.22 кг, диаметром 70 мм и относительной стоимостью 1.0, в качестве первого 8 и второго 9 акселерометров - акселерометры АК-15-2 с относительной стоимостью 0.52, точность определения азимута достигает 0.07°·sec(широты) в рабочем диапазоне температур. Для устройства-прототипа в указанном составе чувствительных элементов точность определения азимута не превышает 0.76°·sec(широты) в рабочем диапазоне температур. При этом точность определения азимута 0.07°·sec(широты) в устройстве-прототипе может быть получена при условии применения триады ОИУС-1000 и акселерометров с соответствующим увеличением стоимости, массы и габаритов.Experimental studies and simulations of the GGK operation were carried out, confirming the improvement of the device characteristics. When implementing the proposed GGC, in which the
Claims (2)
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2014143313/28A RU2571199C1 (en) | 2014-10-27 | 2014-10-27 | Stabilised gyrocompass system |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2014143313/28A RU2571199C1 (en) | 2014-10-27 | 2014-10-27 | Stabilised gyrocompass system |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2571199C1 true RU2571199C1 (en) | 2015-12-20 |
Family
ID=54871281
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2014143313/28A RU2571199C1 (en) | 2014-10-27 | 2014-10-27 | Stabilised gyrocompass system |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2571199C1 (en) |
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2617136C1 (en) * | 2016-03-09 | 2017-04-21 | Акционерное общество "Всероссийский научно-исследовательский институт "Сигнал" (АО "ВНИИ "Сигнал") | Gyrocompass system |
Citations (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US3983474A (en) * | 1975-02-21 | 1976-09-28 | Polhemus Navigation Sciences, Inc. | Tracking and determining orientation of object using coordinate transformation means, system and process |
| RU2051330C1 (en) * | 1993-01-15 | 1995-12-27 | Владимир Аронович Беленький | Gyro horizon compass |
| RU2062985C1 (en) * | 1993-11-17 | 1996-06-27 | Акционерное общество закрытого типа "Момент ЛТД" | Gyro horizon compass for mobile object |
| EP2239540A1 (en) * | 2009-04-07 | 2010-10-13 | Azimuth Technologies, Ltd. | Gyroscope adapted to be mounted to a goniometer |
| RU2436046C1 (en) * | 2010-08-09 | 2011-12-10 | Открытое акционерное общество "Концерн "Центральный научно-исследовательский институт "Электроприбор" | Gyrohorizoncompass with inertia measurement unit rotation |
-
2014
- 2014-10-27 RU RU2014143313/28A patent/RU2571199C1/en active
Patent Citations (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US3983474A (en) * | 1975-02-21 | 1976-09-28 | Polhemus Navigation Sciences, Inc. | Tracking and determining orientation of object using coordinate transformation means, system and process |
| RU2051330C1 (en) * | 1993-01-15 | 1995-12-27 | Владимир Аронович Беленький | Gyro horizon compass |
| RU2062985C1 (en) * | 1993-11-17 | 1996-06-27 | Акционерное общество закрытого типа "Момент ЛТД" | Gyro horizon compass for mobile object |
| EP2239540A1 (en) * | 2009-04-07 | 2010-10-13 | Azimuth Technologies, Ltd. | Gyroscope adapted to be mounted to a goniometer |
| RU2436046C1 (en) * | 2010-08-09 | 2011-12-10 | Открытое акционерное общество "Концерн "Центральный научно-исследовательский институт "Электроприбор" | Gyrohorizoncompass with inertia measurement unit rotation |
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2617136C1 (en) * | 2016-03-09 | 2017-04-21 | Акционерное общество "Всероссийский научно-исследовательский институт "Сигнал" (АО "ВНИИ "Сигнал") | Gyrocompass system |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| US9541392B2 (en) | Surveying system and method | |
| JP4989035B2 (en) | Error correction of inertial navigation system | |
| Sun et al. | MEMS-based rotary strapdown inertial navigation system | |
| US8005635B2 (en) | Self-calibrated azimuth and attitude accuracy enhancing method and system (SAAAEMS) | |
| CN110780326A (en) | Vehicle-mounted integrated navigation system and positioning method | |
| CN101793523B (en) | Combined navigation and photoelectric detection integrative system | |
| CN101701825A (en) | High-precision laser gyroscope single-shaft rotating inertial navigation system | |
| IL198109A (en) | North finding device, system and method | |
| RU2768087C2 (en) | Underground mining vehicle and method for its orientation | |
| CN111102993A (en) | Initial alignment method for shaking base of rotary modulation type strapdown inertial navigation system | |
| EP2638360B1 (en) | A system and method for north finding | |
| RU2436046C1 (en) | Gyrohorizoncompass with inertia measurement unit rotation | |
| RU2550592C1 (en) | Stabiliser gyrocompass | |
| US10859379B2 (en) | Systems and methods with dead-reckoning | |
| RU2541710C1 (en) | Method of independent azimuthal orientation of platform of three-axis gyrostabiliser on movable base | |
| Nie et al. | Research on accuracy improvement of INS with continuous rotation | |
| RU2571199C1 (en) | Stabilised gyrocompass system | |
| RU2608337C1 (en) | Method of three-axis gyrostabilizer stabilized platform independent initial alignment in horizontal plane and at specified azimuth | |
| WO2013139486A1 (en) | True north seeking and attitude system | |
| RU2308681C1 (en) | Gyroscopic navigation system for movable objects | |
| RU2630526C1 (en) | Azimuthal orientation of platform of triaxial gyrostabiliser | |
| RU2601240C1 (en) | Stabilized gyrocompass system | |
| RU2572403C1 (en) | Method of inertial navigation and device for its realisation | |
| RU2711572C1 (en) | Method for independent determination of three-axis gyrostabilizer platform departures | |
| RU2617136C1 (en) | Gyrocompass system |