RU2601240C1 - Stabilized gyrocompass system - Google Patents
Stabilized gyrocompass system Download PDFInfo
- Publication number
- RU2601240C1 RU2601240C1 RU2015138043/28A RU2015138043A RU2601240C1 RU 2601240 C1 RU2601240 C1 RU 2601240C1 RU 2015138043/28 A RU2015138043/28 A RU 2015138043/28A RU 2015138043 A RU2015138043 A RU 2015138043A RU 2601240 C1 RU2601240 C1 RU 2601240C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- output
- unit
- input
- control unit
- gyroscope
- Prior art date
Links
Images
Classifications
-
- G—PHYSICS
- G01—MEASURING; TESTING
- G01C—MEASURING DISTANCES, LEVELS OR BEARINGS; SURVEYING; NAVIGATION; GYROSCOPIC INSTRUMENTS; PHOTOGRAMMETRY OR VIDEOGRAMMETRY
- G01C19/00—Gyroscopes; Turn-sensitive devices using vibrating masses; Turn-sensitive devices without moving masses; Measuring angular rate using gyroscopic effects
- G01C19/02—Rotary gyroscopes
- G01C19/34—Rotary gyroscopes for indicating a direction in the horizontal plane, e.g. directional gyroscopes
- G01C19/38—Rotary gyroscopes for indicating a direction in the horizontal plane, e.g. directional gyroscopes with north-seeking action by other than magnetic means, e.g. gyrocompasses using earth's rotation
Landscapes
- Life Sciences & Earth Sciences (AREA)
- Environmental & Geological Engineering (AREA)
- General Life Sciences & Earth Sciences (AREA)
- Geology (AREA)
- Physics & Mathematics (AREA)
- Engineering & Computer Science (AREA)
- General Physics & Mathematics (AREA)
- Radar, Positioning & Navigation (AREA)
- Remote Sensing (AREA)
- 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). ГГК содержит измерительный модуль, выполненный в виде триады волоконно-оптических гироскопов, триады акселерометров и бортового вычислителя, причем измерительные оси гироскопов и акселерометров взаимно ортогональны и параллельны друг другу. Для автокомпенсации инструментальных погрешностей чувствительных элементов предусмотрено модуляционное вращение измерительного модуля вокруг оси, перпендикулярной плоскости основания.Known GGC with the rotation of the inertial measuring module (RF patent No. 2436046). GGK contains a measuring module made in the form of a triad of fiber optic gyroscopes, a triad of accelerometers and an on-board computer, and the measuring axes of gyroscopes and accelerometers are mutually orthogonal and parallel to each other. To automatically compensate for the instrumental errors of the sensitive elements, modulation rotation of the measuring module around an axis perpendicular to the plane of the base is provided.
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 ДУС одинаковой точности и трех акселерометров, что приводит к усложнению, увеличению массы и габаритов устройства; учитывая, что движение осуществляется по земной поверхности, в большинстве случаев на подвижном объекте отпадает потребность в акселерометре, измеряющем вертикальную составляющую ускорения;- the use of three DUSs of the same accuracy and three accelerometers, which leads to complication, increase in weight and dimensions of the device; Considering that the movement is carried out on the earth's surface, in most cases on a moving object there is no need for an accelerometer measuring the vertical component of acceleration;
- реализация непрерывного кругового вращения измерительного модуля, включающего триаду ВОГ одинаковой точности и триаду акселерометров, целиком, что в свою очередь 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 VOG triad of the same accuracy and the triad of accelerometers, in its entirety, which in turn leads to complication, an increase in the mass and dimensions of the device, a decrease in its reliability and resource due to the constant operation of the rotation device and an increase in the load on the supports.
Известный ГГК с вращением инерциального измерительного модуля (патент РФ №2550592) является наиболее близким к заявляемому ГГК и выбран в качестве прототипа. В ГГК по патенту РФ №2550592 снижены требования к точности горизонтальных ДУС, реализован разворот только одного высокоточного ДУС, уменьшен состав акселерометров, исключен скользящий токоподвод неограниченного вращения. ГГК содержит первый гироскоп, установленный на вращающемся валу, причем с вращающимся валом связано электромеханическое исполнительное устройство, первый и второй акселерометры, второй и третий гироскопы, оси которых взаимно ортогональны, бортовой вычислитель, причем входы бортового вычислителя соединены с выходами гироскопов и акселерометров. Бортовой вычислитель содержит блок выработки параметров ориентации, блок вычисления и автокомпенсации погрешности определения азимута, управляющее устройство.Known GGC with rotation of an inertial measuring module (RF patent No. 2550592) is the closest to the claimed GGC and is selected as a prototype. In GGK according to the patent of the Russian Federation No. 2550592, the requirements for the accuracy of horizontal TLSs are reduced, only one high-precision TLS turnaround is implemented, the composition of accelerometers is reduced, the sliding current supply of unlimited rotation is excluded. GGK contains the first gyroscope mounted on a rotating shaft, and an electromechanical actuator, first and second accelerometers, a second and third gyroscopes, the axes of which are mutually orthogonal, an onboard calculator, the inputs of the onboard calculator connected to the outputs of the gyroscopes and accelerometers connected to the rotating shaft. The on-board computer contains a unit for generating orientation parameters, a unit for calculating and automatically compensating for azimuth determination errors, and a control device.
Недостатками известного ГГК по патенту №2550592 являются:The disadvantages of the known GGC patent No. 2550592 are:
- наличие двух рам подвеса и двух исполнительных устройств, что приводит к усложнению, снижению надежности, увеличению массы и габаритов устройства;- the presence of two suspension frames and two actuators, which leads to complication, lower reliability, increased weight and dimensions of the device;
- требование жесткой фиксации или стабильного положения устройства по курсу на момент начальной выставки (гирокомпасирования) в виду отсутствия в процессе гирокомпасирования информации об угловых движениях объекта в азимуте.- the requirement of rigid fixation or stable position of the device at the heading at the time of the initial exhibition (gyrocompassing) due to the lack of information about the angular movements of the object in azimuth during gyrocompassing.
Техническими задачами, на которые направлено заявляемое изобретение, являются повышение точности определения азимута при применении в качестве одного из горизонтальных гироскопов ДУС низкой точности путем обеспечения измерения азимута другим горизонтальным высокоточным гироскопом с автокомпенсацией его ошибок за счет его фиксированных поворотов, повышение надежности, упрощение конструкции, а также снижение массы и габаритов и увеличение ресурса путем исключения из состава устройства одной из рам подвеса и одного исполнительного устройства, повышение точности определения азимута при угловых движениях объекта в азимуте за счет жесткого закрепления и использования информации с вертикально ориентированного гироскопа.The technical problems to which the claimed invention is directed are to increase the accuracy of determining the azimuth when using one of the horizontal gyroscopes of the DOS of low accuracy by providing azimuth measurement by another horizontal high-precision gyroscope with automatic compensation of its errors due to its fixed rotations, increasing reliability, simplifying the design, and also reducing the weight and dimensions and increasing the resource by excluding from the structure of the device one of the suspension frames and one executive construction, improving the accuracy of determining the azimuth during angular movements of the object in azimuth due to the rigid fixing and use of information from a vertically oriented gyroscope.
Поставленная техническая задача решается тем, что в гирогоризонткомпасе, включающем установленный на вращающемся валу первый гироскоп, ось чувствительности которого перпендикулярна оси вращающегося вала, исполнительное устройство, ротор которого связан с вращающимся валом, первый и второй акселерометры, второй и третий гироскопы, установленные в корпусе гирогоризонткомпаса, оси чувствительности первого и второго акселерометров параллельны основанию гирогоризонткомпаса и взаимно ортогональны, ось чувствительности третьего гироскопа параллельна основанию гирогоризонткомпаса, бортовой вычислитель, содержащий блок выработки углов ориентации, блок вычисления и автокомпенсации погрешности определения азимута, блок управления исполнительным устройством и управляющее устройство, причем входы бортового вычислителя, являющиеся первым, вторым, третьим, четвертым и пятым входами блока выработки углов ориентации, соединены соответственно с выходами первого, второго и третьего гироскопов и выходами первого и второго акселерометров, выход первого гироскопа дополнительно соединен с первым входом блока вычисления и автокомпенсации погрешности определения азимута, выход которого соединен с шестым входом блока выработки углов ориентации и с первым входом блока управления исполнительным устройством, первый выход которого соединен с третьим входом блока вычисления и автокомпенсации погрешности определения азимута, седьмой вход блока выработки углов ориентации соединен со вторым выходом блока управления исполнительным устройством, третий выход которого соединен с входом исполнительного устройства, а второй вход блока управления исполнительным устройством соединен с выходом управляющего устройства, в состав бортового вычислителя введен коммутатор, первый и второй входы которого соединены соответственно с первым и вторым выходами блока выработки углов ориентации, третий вход соединен с четвертым дополнительным выходом блока управления исполнительным устройством, выход коммутатора соединен со вторым входом блока вычисления и автокомпенсации погрешности определения азимута, четвертый дополнительный вход которого соединен с третьим дополнительным выходом блока выработки углов ориентации, при этом с корпусом гирогоризонткомпаса связаны статор исполнительного устройства и вращающийся вал, установленный перпендикулярно основанию гирогоризонткомпаса, а второй гироскоп установлен в корпусе гирогоризонткомпаса осью чувствительности перпендикулярно его основанию.The stated technical problem is solved in that in a gyrohorizontal compass including a first gyroscope mounted on a rotating shaft, the sensitivity axis of which is perpendicular to the axis of the rotating shaft, an actuator whose rotor is connected to the rotating shaft, the first and second accelerometers, the second and third gyroscopes installed in the gyrohorizontal compass case , the sensitivity axes of the first and second accelerometers are parallel to the base of the gyrohorizontcompass and mutually orthogonal, the sensitivity axis of the third gyroscope pa parallel to the base of the gyrohorizon compass, an on-board calculator containing a block for generating orientation angles, a block for calculating and automatically compensating for azimuth errors, an actuator control unit and a control device, the inputs of the on-board calculator being the first, second, third, fourth and fifth inputs of the block of generating orientation angles are connected respectively to the outputs of the first, second and third gyroscopes and the outputs of the first and second accelerometers, the output of the first gyroscope is optional but it is connected to the first input of the calculation and automatic compensation unit of the azimuth determination error, the output of which is connected to the sixth input of the orientation angle generating unit and to the first input of the actuator control unit, the first output of which is connected to the third input of the azimuth determination and automatic compensation unit, the seventh input of the block generating orientation angles is connected to the second output of the actuator control unit, the third output of which is connected to the input of the actuator, and the second input of the actuator control unit is connected to the output of the control device, a switch is introduced into the on-board computer, the first and second inputs of which are connected respectively to the first and second outputs of the orientation angle generating unit, the third input is connected to the fourth additional output of the actuator control unit, the output of the switch connected to the second input of the calculation and auto-compensation unit of the error in determining the azimuth, the fourth additional input of which is connected to an additional output of the unit for generating orientation angles, while an actuator stator and a rotating shaft mounted perpendicular to the base of the gyrohorizontcompass are connected to the housing of the gyrohorizontal compass, and the second gyroscope is installed in the gyrohorizontcompass case with a sensitivity axis perpendicular to its base.
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 первым, вторым и третьим входами блока выработки углов ориентации, являются входами для сигналов первого, второго и третьего гироскопов соответственно, входы блока преобразования кажущихся ускорений, соединенные с четвертым и пятым входами блока выработки углов ориентации, - соответственно 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 исполнительным устройством, первый и второй выходы блока выработки параметров ориентации, на которые соответственно подаются сигналы о продольном и поперечном наклонах, являются соответственно первым и вторым выходами блока выработки углов ориентации для подключения к первому и второму входам коммутатора, выход блока выработки параметров ориентации, на который подается сигнал о курсе, является третьим выходом блока выработки углов ориентации для подключения к четвертому входу блока вычисления и автокомпенсации погрешности определения азимута.In the proposed device, the unit for generating orientation angles performs the functions of a unit for generating orientation parameters, a unit for transforming apparent accelerations, a unit for generating translational motion parameters, a vertical construction block for the prototype, and in a private implementation it contains said blocks, the inputs of the unit for generating orientation parameters connected to the first, second and the third inputs of the block generating orientation angles are the inputs for the signals of the first, second and third gyroscopes, respectively, the inputs of the block transform of apparent accelerations connected to the fourth and fifth inputs of the block generating the orientation angles, respectively, the inputs for the signals of the first and second accelerometers, the first additional input of the block generating the orientation parameters, connected to the sixth input of the block generating the orientation angles, is the input for the signal from the output of the calculation unit and auto-compensation of the error in determining the azimuth, the second additional input of the block generating orientation parameters, connected to the seventh input of the block generating orientation angles, is the input for the signal from the second output of the actuator control unit, the first and second outputs of the orientation parameter generation unit, to which the longitudinal and transverse slope signals are respectively supplied, are respectively the first and second outputs of the orientation angle generation unit for connection to the first and second inputs of the switch , the output of the block generating the orientation parameters, to which the signal is sent, is the third output of the block generating the orientation angles for connecting to the fourth input Ode to the unit for calculating and automatically compensating for azimuth determination errors.
Изобретение поясняется чертежами, на которых представлены:The invention is illustrated by drawings, in which:
фиг. 1 - схема предлагаемого ГГК;FIG. 1 is a diagram of the proposed GGC;
фиг. 2 - схема бортового вычислителя;FIG. 2 is a diagram of an on-board computer;
фиг. 3 - частная реализация и состав блока выработки углов ориентации бортового вычислителя.FIG. 3 - private implementation and composition of the block generating angles of orientation of the on-board computer.
ГГК (фиг. 1) устроен следующим образом. На вращающемся валу закреплен первый (высокоточный) гироскоп 1, параметры которого выбраны исходя из заданной точности начального ориентирования. Первый гироскоп 1 установлен таким образом, что его ось чувствительности перпендикулярна оси вращающегося вала. На оси вращающегося вала установлено исполнительное устройство 2. Ротор исполнительного устройства (электромагнита) 2 связан с вращающимся валом, а статор исполнительного устройства 2 закреплен на корпусе ГГК. Первый гироскоп 1 поворачивается в диапазоне углов ±180° относительно корпуса ГГК вокруг вертикальной оси и подключен к бортовому вычислителю 3 с помощью гибкого токоподвода. В корпусе ГГК установлены первый и второй акселерометры 4 и 5, а так же второй (средней точности) 6, параметры которого выбраны исходя из заданной точности хранения направления, и третий (низкоточный) 7, параметры которого выбраны исходя из заданной точности определения угла наклона, гироскопы. Ось чувствительности второго гироскопа 6 расположена перпендикулярно основанию ГГК, а ось чувствительности третьего гироскопа 7 - параллельно основанию ГГК. Оси чувствительности первого и второго акселерометров 4 и 5 находятся в плоскости основания ГГК, ось чувствительности третьего (низкоточного) гироскопа 7 и второго акселерометра 5 расположены по направлению продольной оси ГГК, совпадающей с продольной осью наземного подвижного объекта, а ось чувствительности первого (высокоточного) гироскопа 1 в режиме хранения направления и первого акселерометра 4 - по направлению поперечной оси ГГК. Сигналы: ωх - от первого гироскопа 1, ωz, ωy - от второго 6 и третьего 7 гироскопов, а х, a y - от первого 4 и второго 5 акселерометров, поступают в бортовой вычислитель 3. Сигнал управления Uz из бортового вычислителя 3 поступает на исполнительное устройство 2. В бортовом вычислителе 3 сигналы ωх, ωy, ωz, а х, a y поступают на входы 1. 3, 2, 4, 5 блока выработки углов ориентации 8 (фиг. 2). Сигнал ωx первого гироскопа 1 дополнительно поступает на первый вход блока вычисления и автокомпенсации погрешности определения азимута 9, с выхода которого вычисленный угол азимута αKпр или αK передается в блок выработки углов ориентации 8, а также в блок управления исполнительным устройством 10. Кроме блока выработки углов ориентации 8 и блока управления исполнительным устройством 10 бортовой вычислитель 3 содержит управляющее устройство 11 и коммутатор 12. Сигналы о режиме работы ГГК, вырабатываемые управляющим устройством 11, поступают в блок управления исполнительным устройством 10, который в свою очередь связан с блоком вычисления и автокомпенсации погрешности определения азимута 9 по сигналу k2, с блоком выработки углов ориентации 8 по сигналу k1, с исполнительным устройством 2, а также с коммутатором 12 по сигналу k3. Из блока выработки углов ориентации 8 после коммутатора 12 сигнал либо о продольном θ, либо о поперечном ψ наклоне ГГК, а также сигнал о курсе К с выхода блока выработки углов ориентации 8, поступают в блок вычисления и автокомпенсации погрешности определения азимута 9.GGC (Fig. 1) is arranged as follows. The first (high-precision)
ГКК функционирует следующим образом.GKK operates as follows.
В режиме гирокомпасирования сигнал Режим на выходе управляющего устройства 11 бортового вычислителя 3 устанавливается в состояние «Гирокомпас», по которому блок управления исполнительным устройством 10 переключается на работу в режиме определения азимута (начального ориентирования). С помощью блока управления исполнительным устройством 10 выполняется операция определения варианта ориентирования измерительной оси первого гироскопа 1 относительно направления меридиана. Для этого по сигналу управления Uz исполнительное устройство 2 осуществляет фиксированные повороты вращающегося вала. В результате ось чувствительности первого гироскопа 1 устанавливается таким образом, чтобы она располагалась вдоль поперечной оси ГГК (ось X) и фиксируется в этом положении. От блока управления исполнительным устройством 10 в блок выработки углов ориентации 8 поступает сигнал управления k1, по которому информация о курсе К, вырабатываемая блоком выработки углов ориентации 8 «замораживается» (имитируется стоянка подвижного объекта), а по сигналу k2 в блоке вычисления и автокомпенсации погрешности определения азимута 9 производится предварительное измерение угла азимута αKпр соответствии с выражением:In the gyrocompassing mode, the Mode signal at the output of the
где ωхо - значение угловой скорости, измеренное первым гироскопом 1 в плоскости основания ГГК, ΩЗ - угловая скорость вращения Земли; φ - широта места, θпг - угол наклона в плоскости оси чувствительности первого гироскопа 1. В качестве угла наклона θпг в плоскости оси чувствительности первого гироскопа 1 по сигналу k3 от блока управления исполнительным устройством 10 в коммутаторе 12 выбирается угол ψ (поперечный угол наклона объекта). Сигнал θпг с выхода коммутатора 12 передается в блок вычисления и автокомпенсации погрешности определения азимута 9 для выполнения измерений (1).where ω xo is the value of the angular velocity measured by the
Начальное положение оси чувствительности первого гироскопа 1 для вычисления выражения (1) может быть любым (вдоль положительного или отрицательного направления оси X или Y), при этом в качестве угла наклона θпг в зависимости от положения оси чувствительности первого гироскопа 1 с помощью коммутатора 12 выбирается угол килевой θ (продольный угол наклона) или угол бортовой ψ качки (поперечный угол наклона), а дополнительный угол поворота оси чувствительности в плоскости основания ГГК учитывается в выражении (1) как добавка, кратная 90°.The initial position of the sensitivity axis of the
Далее по условию близости продольной или поперечной осей ГГК к вычисленному направлению αKпр вектора угловой скорости вращения Земли в блоке управления исполнительным устройством 10 выбираются положения оси чувствительности первого гироскопа 1 (вдоль продольной X или поперечной Y осей ГКК) для точного измерения азимута. Первый гироскоп 1 переводится в соответствующее положение в плоскости основания ГГК путем фиксированных разворотов на углы ±90° от исходного положения оси чувствительности и фиксации в указанных положениях вращающегося вала исполнительным устройством 2.Further, by the condition that the longitudinal or transverse axes of the GGC are close to the calculated direction α Kpr of the angular velocity vector of the Earth in the
В соответствии с выражением (1) проводятся первый и второй замеры угла азимута, в положениях, отстоящих друг от друга в плоскости основания объекта на 180°, при этом с помощью коммутатора 12 выбираются соответственно угол θ или угол ψ в качестве параметра θпг. Значения углов θ или ψ определяются соответственно по сигналам a y или a x второго 5 или первого 4 акселерометров в блоке выработки углов ориентации 8 в соответствии с алгоритмами прототипа.In accordance with expression (1), the first and second measurements of the azimuth angle are carried out in positions that are 180 ° apart from each other in the plane of the base of the object, with the help of the
При выполнении замеров в режиме гирокомпасирования возможные колебания объекта по трем осям фиксируются с помощью первого и второго акселерометров 4, 5, первого 1, второго 6 и третьего 7 гироскопов. Информация о колебаниях объекта (курс К, углы килевой θ и бортовой ψ качки), поступает в блок вычисления и автокомпенсации погрешности определения азимута 9, где с использованием указанной информации дополнительно осуществляется компенсация погрешности определения азимута, обусловленная колебаниями объекта.When performing measurements in gyrocompassing mode, possible object vibrations along three axes are recorded using the first and
Замеры, при которых ориентация оси чувствительности первого гироскопа 1 отличается на 180°, по сигналам k2, поступающим от блока управления исполнительным устройством 10, обрабатываются в блоке вычисления и автокомпенсации погрешности определения азимута 9 бортового вычислителя 3. В двух противоположных положениях горизонтальная составляющая угловой скорости вращения Земли одинакова по модулю и различается по знаку, а систематический дрейф нуля гироскопа (датчика угловой скорости) неизменен как по модулю, так и по знаку, в результате при арифметическом вычитании одного показания гироскопа 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 1, чем достигается увеличение точности начального ориентирования.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 результате применения фиксированных разворотов на углы ±90° от исходного положения оси чувствительности в диапазоне углов ±180°, при автокомпенсации погрешности исключаются неограниченные круговые вращения средства измерения (первого гироскопа 1), что исключает необходимость применения скользящего токоподвода кругового вращения.As a result of using fixed turns at angles of ± 90 ° from the initial position of the sensitivity axis in the range of angles of ± 180 °, with automatic compensation of the error, unlimited circular rotation of the measuring instrument (first gyroscope 1) is excluded, which eliminates the need for a sliding circular current supply.
При работе ГГК в режиме хранения направления сигнал Режим от управляющего устройства 11 бортового вычислителя 3, устанавливается в состояние «Гироазимут», блок управления исполнительным устройством 10 переключается на работу в режиме хранения направления. По сигналам блока управления исполнительным устройством 10 с помощью исполнительного устройства 2 ось чувствительности первого гироскопа 1 ориентируется вдоль поперечной оси ГГК (ось X) и фиксируется в этом положении. По сигналу от блока управления исполнительным устройством 10 значение угла курса αK (2) из блока вычисления и автокомпенсации погрешности определения азимута 9 поступает в блок выработки углов ориентации 8, где осуществляется «привязка» вырабатываемого угла курса К к измеренному углу азимута αK, при этом сигнал k1, передаваемый от блока управления исполнительным устройством 10 в блок выработки параметров ориентации 8, устанавливается в состояние, разрешающее выработку параметра ориентации подвижного объекта по углу курса K с использованием информации первого 1, второго 6 и третьего 7 гироскопов. 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] (без вертикального канала) в бортовом вычислителе 3 по сигналам об угловой скорости ωх, ωy, ωz, и ускорений а х, a y объекта. В виду того, что углы наклона наземного подвижного объекта ограничены, дополнительная ошибка при выработке угла курса К из-за отсутствия третьего акселерометра и применения в горизонтальном канале низкоточного гироскопа при движении носит незначительный характер.When the GGC in the direction storage mode, the Mode signal from the
При этом применение вместо трех однотипных высокоточных гироскопов, гироскопов, параметры которых выбираются исходя из основной выполняемой в составе ГГК в режиме гирокомпасирования (на стоянке) и в режиме хранения направления (в движении) функции, является фактором снижения стоимости и размеров устройства при сохранении точности его работы.In this case, the use of instead of three of the same type of high-precision gyroscopes, gyroscopes, the parameters of which are selected on the basis of the main functions performed in the GGC in the gyrocompassing mode (stationary) and in the storage mode of the direction (moving), is a factor in reducing the cost and size of the device while maintaining its accuracy work.
Учитывая, что движение наземного подвижного объекта осуществляется по земной поверхности при условии, что максимальные углы наклонов ограничены, отпадает потребность в акселерометре, измеряющем вертикальную составляющую ускорения. При этом дополнительные погрешности определения углов наклонов θ и ψ при ограничении максимальных углов наклонов также ограничены.Given that the movement of a ground moving object is carried out on the earth's surface, provided that the maximum tilt angles are limited, there is no need for an accelerometer measuring the vertical component of acceleration. In this case, additional errors in determining the slope angles θ and ψ while limiting the maximum slope angles are also limited.
В предлагаемом ГГК в качестве первого гироскопа 1 может быть применен высокоточный ВОГ или кольцевой лазерный гироскоп, в качестве второго гироскопа 6 - ВОГ средней точности, твердотельный волновой гироскоп, в качестве третьего гироскопа 7 - микромеханический гироскоп, малогабаритные низкоточные ВОГ или твердотельный волновой гироскоп, в качестве акселерометров 4, 5 - механические маятниковые, на базе микроэлектромеханической системы (МЭМС) и другие типы акселерометров. Функции исполнительного устройства (электромагнита) 2 могут выполнять электромеханические устройства, обеспечивающие фиксированные повороты исполнительной оси в положения, кратные 90° относительно исходного положения. Бортовой вычислитель 3 может представлять собой устройство на базе микропроцессора или микроконтроллера с аналого-цифровыми преобразователями (АЦП) и цифроаналоговыми преобразователями (ЦАП), если первый, второй и третий гироскопы 1, 6, 7, первый и второй акселерометры 4, 5, исполнительное устройство 2 работают с аналоговыми сигналами. Блок выработки углов ориентации 8, блок вычисления и автокомпенсации погрешности определения азимута 9, блок управления исполнительным устройством 10, управляющее устройство 11 и коммутатор 12 представляют собой арифметико-логические и программные устройства, выполненные на базе микропроцессора или микроконтроллера.In the proposed GHC, as the
В частной реализации блок выработки углов ориентации 8 ГГК содержит (фиг. 3): блок выработки параметров ориентации 13, блок преобразования кажущихся ускорений 14, блок выработки параметров поступательного движения 15, блок построения вертикали 16, причем входы блока выработки параметров ориентации 13, соединенные с первым, вторым и третьим входами блока выработки углов ориентации 8, являются входами для сигналов первого 1, второго 6 и третьего 7 гироскопов, входы блока преобразования кажущихся ускорений 14, соединенные с четвертым и пятым входами блока выработки углов ориентации 8, - входами для сигналов первого и второго акселерометров 4, 5, первый дополнительный вход блока выработки параметров ориентации 13, соединенный с шестым входом блока выработки углов ориентации 8, является входом для сигнала с выхода блока вычисления и автокомпенсации погрешности определения азимута 9, второй дополнительный вход блока выработки параметров ориентации 13, соединенный с седьмым входом блока выработки углов ориентации 8, является входом для сигнала со второго выхода блока управления первым гироскопом 10, выход блока выработки параметров ориентации 13, на который подаются сигналы о продольном и поперечном наклонах θ и ψ, соединен с первым выходом блока выработки углов ориентации 8 для подключения к первому входу коммутатора 12, выход блока выработки параметров ориентации 13, на который подается сигнал о курсе К, соединен со вторым выходом блока выработки углов ориентации 8 для подключения к четвертому входу блока вычисления и автокомпенсации погрешности определения азимута 9, причем a E, a N a h - линейные ускорения объекта в проекции на оси географической системы координат, 
В целом, благодаря предложенной кинематической схеме, набору чувствительных элементов, микропроцессорному устройству и силовому исполнительному элементу (электромагниту) предлагаемым устройством обеспечиваются:In general, thanks to the proposed kinematic scheme, a set of sensitive elements, a microprocessor device and a power actuator (electromagnet), the proposed device provides:
- повышение точности измерения азимута путем использования высокоточного гироскопа с компенсацией систематической составляющей ошибки (ось чувствительности которого при измерениях ориентируется в плоскости основания ГГК в различных положениях);- improving the accuracy of azimuth measurements by using a high-precision gyroscope with compensation for the systematic component of the error (the sensitivity axis of which during measurements is oriented in the plane of the GGC base in various positions);
- возможность компенсации погрешности самоориентирования, обусловленной колебаниями объекта по трем осям от ветровых нагрузок, хождения экипажа, смещения грунта и др. по сигналам канала построения вертикали и выработки курса на первом, втором и третьем гироскопах и акселерометрах;- the ability to compensate for the error of self-orientation, caused by the object’s vibrations in three axes from wind loads, crew walking, soil displacement, etc. according to the signals of the vertical construction channel and course development on the first, second and third gyroscopes and accelerometers;
- режим хранения азимутального угла с помощью гироскопа средней точности при движении объекта (ось чувствительности которого ориентирована перпендикулярно основанию объекта);- the storage mode of the azimuthal angle using a medium-precision gyroscope when moving an object (the sensitivity axis of which is oriented perpendicular to the base of the object);
- 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, габаритов и стоимости.- improving reliability, increasing the resource, simplifying the design, reducing weight, dimensions and cost.
При этом конструкция ГГК не содержит систем стабилизации и горизонтирования, датчиков углового положения рам подвеса, характерных для платформенных гиросистем, позволяет вместо нескольких использовать один высокоточный гироскоп и снизить требования к точности гироскопов, сигналы которых используются для хранения направления и определения углов наклонов.At the same time, the GGK design does not contain stabilization and leveling systems, the angular position sensors of the suspension frames characteristic of platform gyrosystems, instead of several, use one high-precision gyroscope and reduce the accuracy requirements of gyroscopes, whose signals are used to store the direction and determine the angle of inclination.
Проведены экспериментальные исследования и моделирование работы ГГК, подтверждающие улучшение характеристик устройства. Так при реализации предлагаемого ГГК, в составе которого в качестве первого гироскопа 1 применяется высокоточный ВОГ фирмы «Оптолинк» ОИУС-1000 со случайным дрейфом 0.01°/час, массой 1 кг, габаритными размерами 150 мм, относительной стоимостью 2.6, в качестве второго гироскопа - среднеточный ВОГ ОИУС-200 той же фирмы со случайным дрейфом 0.2°/час, массой 0.22 кг, габаритными размерами 70 мм и относительной стоимостью 1.0, в качестве третьего гироскопа - низкоточный микромеханический гироскоп со случайным дрейфом 3°/час, массой 0.1 кг, габаритными размерами 40 мм и относительной стоимостью 0.3, в качестве акселерометров - акселерометры АК-15-2 с относительной стоимостью 0.52, точность определения азимута достигает 0.07°·sec(широты) в рабочем диапазоне температур. В соответствии с описанием устройство-прототип для достижения аналогичной точности должно содержать триаду непрерывно вращающихся гироскопов ОИУС-1000 и триаду акселерометров АК-15-2 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. So, in the implementation of the proposed GGC, in which the
Claims (1)
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2015138043/28A RU2601240C1 (en) | 2015-09-07 | 2015-09-07 | Stabilized gyrocompass system |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2015138043/28A RU2601240C1 (en) | 2015-09-07 | 2015-09-07 | Stabilized gyrocompass system |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2601240C1 true RU2601240C1 (en) | 2016-10-27 |
Family
ID=57216642
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2015138043/28A RU2601240C1 (en) | 2015-09-07 | 2015-09-07 | Stabilized gyrocompass system |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2601240C1 (en) |
Citations (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2436046C1 (en) * | 2010-08-09 | 2011-12-10 | Открытое акционерное общество "Концерн "Центральный научно-исследовательский институт "Электроприбор" | Gyrohorizoncompass with inertia measurement unit rotation |
| RU2509690C1 (en) * | 2012-09-11 | 2014-03-20 | Открытое акционерное общество "Военно-промышленная корпорация "Научно-производственное объединение машиностроения" | Device to control spacecraft position in space with help of orbital gyrocompass |
| RU2550592C1 (en) * | 2014-02-18 | 2015-05-10 | Открытое акционерное общество "Всероссийский научно-исследовательский институт "Сигнал" (ОАО "ВНИИ "Сигнал") | Stabiliser gyrocompass |
-
2015
- 2015-09-07 RU RU2015138043/28A patent/RU2601240C1/en active
Patent Citations (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2436046C1 (en) * | 2010-08-09 | 2011-12-10 | Открытое акционерное общество "Концерн "Центральный научно-исследовательский институт "Электроприбор" | Gyrohorizoncompass with inertia measurement unit rotation |
| RU2509690C1 (en) * | 2012-09-11 | 2014-03-20 | Открытое акционерное общество "Военно-промышленная корпорация "Научно-производственное объединение машиностроения" | Device to control spacecraft position in space with help of orbital gyrocompass |
| RU2550592C1 (en) * | 2014-02-18 | 2015-05-10 | Открытое акционерное общество "Всероссийский научно-исследовательский институт "Сигнал" (ОАО "ВНИИ "Сигнал") | Stabiliser gyrocompass |
Non-Patent Citations (1)
| Title |
|---|
| ИГНАТЬЕВ С.В. Гирогоризонткомпас на волоконно-оптических гироскопах с вращением блока чувствительных элементов. Навигация и управление движением. Сб. докладов IV конференции молодых ученых. - СПб.: ГНЦ РФ - ЦНИИ "Электроприбор", 2002, с.291-298. ПЕТРОВ Б.Н. Избранные труды. Управление авиационными и космическими аппаратами, т.2. - М.: Наука, 1983, с.303-305. * |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| Bian et al. | Inertial navigation | |
| Groves | Navigation using inertial sensors [Tutorial] | |
| US8005635B2 (en) | Self-calibrated azimuth and attitude accuracy enhancing method and system (SAAAEMS) | |
| EP2239540B1 (en) | Gyroscope adapted to be mounted to a goniometer | |
| Sun et al. | MEMS-based rotary strapdown inertial navigation system | |
| CN101793523B (en) | Combined navigation and photoelectric detection integrative system | |
| CN101701825A (en) | High-precision laser gyroscope single-shaft rotating inertial navigation system | |
| RU2768087C2 (en) | Underground mining vehicle and method for its orientation | |
| CN201955092U (en) | Platform type inertial navigation device based on geomagnetic assistance | |
| EP2638360B1 (en) | A system and method for north finding | |
| RU2436046C1 (en) | Gyrohorizoncompass with inertia measurement unit rotation | |
| RU2550592C1 (en) | Stabiliser gyrocompass | |
| RU2608337C1 (en) | Method of three-axis gyrostabilizer stabilized platform independent initial alignment in horizontal plane and at specified azimuth | |
| US8725415B2 (en) | Method and device for long-duration navigation | |
| RU2601240C1 (en) | Stabilized gyrocompass system | |
| WO2013139486A1 (en) | True north seeking and attitude system | |
| RU2571199C1 (en) | Stabilised gyrocompass system | |
| RU2617136C1 (en) | Gyrocompass system | |
| RU2572403C1 (en) | Method of inertial navigation and device for its realisation | |
| EP1852681A1 (en) | Method for elaborating navigation parameters and vertical of a place | |
| RU2339002C1 (en) | Method of evaluation of navigation parameters of operated mobile objects and related device for implementation thereof | |
| RU2711572C1 (en) | Method for independent determination of three-axis gyrostabilizer platform departures | |
| RU2408843C1 (en) | Analytical gyro-compass for quasi-static measurements | |
| WO2021012635A1 (en) | Gyroscope information-based inertial navigation method | |
| US3214983A (en) | Attitude reference |