RU2608337C1 - Способ автономной начальной выставки стабилизированной платформы трехосного гиростабилизатора в плоскость горизонта и на заданный азимут - Google Patents

Способ автономной начальной выставки стабилизированной платформы трехосного гиростабилизатора в плоскость горизонта и на заданный азимут Download PDF

Info

Publication number
RU2608337C1
RU2608337C1 RU2015138757A RU2015138757A RU2608337C1 RU 2608337 C1 RU2608337 C1 RU 2608337C1 RU 2015138757 A RU2015138757 A RU 2015138757A RU 2015138757 A RU2015138757 A RU 2015138757A RU 2608337 C1 RU2608337 C1 RU 2608337C1
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
azimuth
axis
calculated
earth
axes
Prior art date
Application number
RU2015138757A
Other languages
English (en)
Inventor
Максим Сергеевич Дерябин
Анатолий Николаевич Захаров
Виктор Кононович Потапенков
Original Assignee
Федеральное государственное унитарное предприятие "Научно-производственный центр автоматики и приборостроения имени академика Н.А. Пилюгина" (ФГУП "НПЦАП")
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Федеральное государственное унитарное предприятие "Научно-производственный центр автоматики и приборостроения имени академика Н.А. Пилюгина" (ФГУП "НПЦАП") filed Critical Федеральное государственное унитарное предприятие "Научно-производственный центр автоматики и приборостроения имени академика Н.А. Пилюгина" (ФГУП "НПЦАП")
Priority to RU2015138757A priority Critical patent/RU2608337C1/ru
Application granted granted Critical
Publication of RU2608337C1 publication Critical patent/RU2608337C1/ru

Links

Images

Classifications

    • G—PHYSICS
    • G01—MEASURING; TESTING
    • G01C—MEASURING DISTANCES, LEVELS OR BEARINGS; SURVEYING; NAVIGATION; GYROSCOPIC INSTRUMENTS; PHOTOGRAMMETRY OR VIDEOGRAMMETRY
    • G01C21/00—Navigation; Navigational instruments not provided for in groups G01C1/00 - G01C19/00
    • G01C21/005—Navigation; Navigational instruments not provided for in groups G01C1/00 - G01C19/00 with correlation of navigation data from several sources, e.g. map or contour matching
    • G—PHYSICS
    • G01—MEASURING; TESTING
    • G01C—MEASURING DISTANCES, LEVELS OR BEARINGS; SURVEYING; NAVIGATION; GYROSCOPIC INSTRUMENTS; PHOTOGRAMMETRY OR VIDEOGRAMMETRY
    • G01C21/00—Navigation; Navigational instruments not provided for in groups G01C1/00 - G01C19/00
    • G01C21/10—Navigation; Navigational instruments not provided for in groups G01C1/00 - G01C19/00 by using measurements of speed or acceleration
    • G01C21/12—Navigation; Navigational instruments not provided for in groups G01C1/00 - G01C19/00 by using measurements of speed or acceleration executed aboard the object being navigated; Dead reckoning
    • G01C21/16—Navigation; Navigational instruments not provided for in groups G01C1/00 - G01C19/00 by using measurements of speed or acceleration executed aboard the object being navigated; Dead reckoning by integrating acceleration or speed, i.e. inertial navigation

Abstract

Изобретение относится к области гироскопии и может быть использовано для выставки в плоскость горизонта и на заданный азимут стабилизированной платформы (СП) трехосного гиростабилизатора (ТГС) системы управления ракет-носителей и разгонных блоков космического назначения, запускаемых со стартовых комплексов наземного базирования и морских платформ. В предлагаемом способе после грубого приведения СП в плоскость горизонта включается система стабилизации, в датчики моментов (ДМ) двухстепенных поплавковых интегрирующих гироскопов (ГБ) системы стабилизации СП подаются токи компенсации уходов СП, затем вычисляется отклонение СП от плоскости горизонта и нескомпенсированные скорости поворота СП относительно осей ОХП и ΟΖП, вычисляются проекции горизонтальной составляющей скорости вращения Земли на оси чувствительности ГБ по осям рыскания (Р) и тангажа (Т), грубо определяется азимут корпуса ТГС, затем уточняются масштабные коэффициенты акселерометров, составляющие уходов ГБ Ρ и Τ и калибровочные коэффициенты их трактов путем выставки СП в четыре положения с азимутом 0°, 90°, 180° и 270°, компенсацией уходов СП и проведением измерений в этих положениях, после чего СП осью ОХП грубо выставляется на азимут запуска, в ДМ ГБ подаются токи компенсации собственных уходов ГБ и составляющих вектора вращения Земли, уточняются проекции горизонтальной составляющей скорости вращения Земли на оси чувствительности ГБ Τ и Ρ и производится их пересчет на направления север-юг, запад-восток, вычисляется рассогласование оси ОХП с азимутом запуска, вычисленное рассогласование устраняется поворотом вокруг вертикальной оси на рассчитанный угол, и СП удерживается у азимута запуска токами компенсации. Технический результат – уменьшение погрешности выставки трехосного гиростабилизатора стабилизированной платформы в плоскость горизонта и на заданный азимут. 2 ил.

Description

Изобретение относится к области гироскопии и может быть использовано для выставки в плоскость горизонта и на заданный азимут стабилизированной платформы (СП) трехосного гиростабилизатора (ТГС) системы управления ракет-носителей и разгонных блоков космического назначения, запускаемых со стартовых комплексов наземного базирования и морских платформ.
Известны способы начальной выставки, основанные на использовании датчика угловой скорости (ДУС). Например, «Способ гирокомпасирования с применением гироскопического датчика угловой скорости при автономной и алгоритмической компенсации его дрейфа» [1]. Суть способа состоит в выставке осей гироскопа, работающего в режиме обратной связи по току датчика момента (режим ДУС) в три заданных положения, измерении токов обратной связи в этих положениях, определении углов наклона плоскости измерительных осей гироскопа по тангажу и крену и вычислении истинного курса объекта.
Также известны способы, основанные на использовании информационных сигналов с каналов горизонтального приведения. Например, в «Способе автономной азимутальной ориентации платформы трехосного гиростабилизатора по изменяющимся токам коррекции» [2] платформу выставляют системой грубого приведения в горизонт и по азимуту в исходное положение, предварительно отключают цепь приведения платформы по азимуту, грубо переводят платформу в требуемое положение по азимуту, включают систему точного приведения платформы в горизонт, увеличивают угловую скорость движения платформы относительно Земли по азимуту путем подачи соответствующего управляющего сигнала в датчик моментов азимутального гироблока, а азимутальную ориентацию платформы определяют путем обработки информации о токах коррекции в датчиках моментов гироблоков системы точного приведения платформы в горизонт.
Главным недостатком перечисленных способов является то, что описанные в них системы являются замкнутыми и поэтому имеют дополнительные погрешности выставки от возмущений, вызывающих угловые колебания объекта, в котором расположен гиростабилизатор.
Наиболее близким к предлагаемому техническому решению является способ азимутального ориентирования, основанный на измерении видимых уходов СП [3]. В этом способе после предварительного приведения осей ОХП и OZП в плоскость горизонта система приведения отключается и платформа начинает уходить относительно Земли с угловыми скоростями, определяемыми следующими выражениями:
Figure 00000001
где
Figure 00000002
,
Figure 00000003
,
Figure 00000004
 - угловые скорости поворота СП относительно Земли;
ωд1, ωд2, ωд3 - угловые скорости ухода (дрейфа) СП, вызванные вредными моментами по осям прецессии гироскопов;
ωв и ωг - вертикальная и горизонтальная составляющие вектора скорости вращения Земли соответственно;
А - азимутальное положение СП.
Измеряя видимые уходы
Figure 00000005
 и
Figure 00000006
 и зная дрейф ωд2 и ωд3 СП вокруг осей ОХП и OZП, находят азимутальное положение A (например, из третьего выражения (1)):
Figure 00000007
Данный способ имеет недостатки. Выражения (1) справедливы только для малых углов отклонения платформы α1, α2, α3, т.е. для достаточно малых промежутков времени, пока α1, α2, α3 не достигли больших значений, для которых нужны более точные выражения. Параметры
Figure 00000008
,
Figure 00000005
,
Figure 00000006
, измеренные на малых промежутках времени, будут иметь большие погрешности от действия возмущений (ветер, морские волны и др.). На точность выставки влияет нестабильность от запуска к запуску уходов гироскопа от вредных моментов по его оси прецессии (согласно (2)). Кроме этого при больших значениях α1, α2, α3 увеличиваются погрешности измерений уходов гироскопа из-за нестабильности этих параметров в одном запуске.
Задачей предлагаемого изобретения является начальная выставка приборной системы координат XПYПZП, связанной с осями СП, в плоскость горизонта и на азимут запуска (физическое совмещение со стартовой системой координат XCYCZC) автономными средствами бортовой инерциальной навигационной системы (ИНС) при действии на объект, в котором установлен ТГС, неспешно изменяющихся во времени возмущений различной природы, и повышение точности прицеливания за счет уточнения собственных уходов гироскопов, вызванных вредными моментами по их осям прецессии.
Поставленная задача решается тем, что в предлагаемом способе после грубого приведения осей ОХП и OZП в плоскость горизонта включается система стабилизации, в датчики моментов (ДМ) двухстепенных поплавковых интегрирующих гироскопов (ГБ) подаются токи компенсации уходов СП, затем вычисляется отклонение СП от плоскости горизонта и нескомпенсированные скорости поворота СП относительно осей ОХП, OZП и вычисляются проекции горизонтальной составляющей вектора скорости вращения Земли на оси чувствительности (ОЧ) ГБ по осям рыскания (Р) и тангажа (Т), грубо определяется азимут корпуса ТГС, затем уточняются масштабные коэффициенты акселерометров, а также независящие составляющие уходов ГБ Р и Т и калибровочные коэффициенты их трактов путем выставки СП в четыре положения с азимутом 0°, 90°, 180° и 270°, компенсацией уходов СП и проведением измерений в этих положениях, после чего СП осью ОХП грубо выставляется на азимут запуска, в ДМ ГБ подаются токи компенсации собственных уходов ГБ и составляющих вектора вращения Земли, уточняются проекции горизонтальной составляющей скорости вращения Земли на ОЧ ГБ Т и Р и производится их пересчет на направления север-юг, запад-восток, вычисляется рассогласование оси ОХП с азимутом запуска, вычисленное рассогласование устраняется поворотом вокруг вертикальной оси на рассчитанный угол, и СП удерживается у азимута запуска токами компенсации.
На фиг. 1 приведена структурная схема ТГС ракеты, для которой применяется предлагаемый способ,
где XПYПZП - приборная система координат (ПСК);
XKYKZK - система координат, связанная с корпусом;
ГБ В, ГБ Р, ГБ Т - двухстепенные поплавковые интегрирующие гироскопы, расположенные по осям вращения (ось В), рыскания (ось Р) и тангажа (ось Т) соответственно;
X, Y, Z - акселерометры, расположенные по осям Р, В и Т соответственно;
ДК В, ДК Р, ДК Т - датчики команд, расположенные по осям В, Р и Т соответственно;
ДУ В, ДУ Р, ДУ Т - датчики углов, расположенные по осям В, Р и Т соответственно.
ТГС содержит СП, расположенную в трехосном кардановом подвесе с установленными на каждой из его осей датчиками углов (ДУ) и датчиками команд (ДК). На СП установлены три акселерометра и три двухстепенных поплавковых интегрирующих гироскопа таким образом, что образуют правые прямоугольные системы координат, параллельные осям ПСК. Гироскопы на оси прецессии имеют ДУ и ДМ, входящие в систему стабилизации СП и системы приведения и коррекции соответственно. Алгоритмы управления стабилизированной платформой реализуются вычислительным устройством.
На фиг. 2 показана взаимосвязь ПСК (XПYПZП) и стартовой системы координат (XCYCZC),
где NLE - система координат, связанная с Землей;
АЗ - азимут запуска;
ΔAЗ - отклонение оси ОХП от АЗ.
Предполагается, что корпус объекта, в котором установлена ИНС, находится в неподвижной относительно Земли точке старта и колеблется под действием внешних возмущений (например, перемещение верхней части ракеты-носителя на стартовом столе из-за порывов ветра), создавая таким образом линейные перемещения ИНС относительно Земли. Ось OYK объекта (фиг. 1) направлена вертикально с точностью до установки корпуса на стартовом столе, а оси ОХК и OZK перпендикулярны OYK и образуют вместе с ней систему координат, связанную с корпусом.
Системой грубого приведения - управляющими сигналами из бортовой цифровой вычислительной машины (БЦВМ) в ДК, установленные на рамах карданова подвеса, по информации ДУ осей Т и Р ТГС - СП и связанная с ней ПСК выставляется осями ОХП, OZП в плоскость горизонта с точностью до положения корпуса.
Включается система стабилизации - выходы датчиков углов прецессии ГБ Т, ГБ, Р и ГБ В через усилители системы стабилизации подключаются к входам ДК Т, ДК Р и ДК В ТГС соответственно.
Зная широту места испытаний, находят проекцию вертикальной составляющей скорости вращения Земли на ОЧ ГБ, и, зная калибровочные коэффициенты их трактов, в ДМ ГБ подают сигналы, компенсируя эту составляющую, а также собственные уходы всех гироскопов.
Аппроксимируя показания акселерометров X и Z на некотором интервале измерения (1-20 мин), например, методом наименьших квадратов, измеряют проекции вектора силы тяжести на их измерительные оси, вычисляют отклонения СП от плоскости горизонта (αх, αz) и некомпенсированные скорости поворота (
Figure 00000009
,
Figure 00000010
) относительно осей ОХП, OZП.
Согласно формулам (3) находят проекции горизонтальной составляющей скорости вращения Земли на ОЧ ГБ тангажа ΩT и рыскания ΩР.
Figure 00000011
Figure 00000012
Figure 00000013
Figure 00000014
где
Figure 00000015
,
Figure 00000016
 - скорости поворота СП относительно осей ОХП, OZП, реализуемые ДМ ГБ Р и Т соответственно;
ωдZ ωдX - независящие составляющие уходов ГБ Т и Р соответственно;
Ωв - вертикальная составляющая скорости вращения Земли;
Kz, Кх - калибровочные коэффициенты трактов ГБ Т и Р соответственно;
iz, ix - токи компенсации, подаваемые на соответствующие ДМ ГБ.
По формулам (4) находят азимут корпуса ТГС АТГС.
Figure 00000017
где ΩГ - горизонтальная составляющая скорости вращения Земли.
Далее проводят калибровку трактов акселерометров и гироскопов.
Для определения масштабного коэффициента акселерометра СП выставляется системой грубого приведения в положение, в котором измерительная ось акселерометра параллельна вектору силы тяжести, включается система стабилизации, в ДМ ГБ подаются токи компенсации собственных уходов ГБ и составляющих вектора скорости вращения Земли в этом положении, проводятся измерения и, зная величину ускорения свободного падения, производится вычисление.
Предполагается, что независящие (вызванные вредными моментами по оси прецессии гироскопа) составляющие уходов ГБ Т ωдZ и ГБ Р ωдХ и калибровочные коэффициенты трактов ДМ ГБ Т Kz и ДМ ГБ Р Кх известны заранее, но из-за нестабильности указанных параметров от запуска к запуску и для повышения точности выставки требуется их уточнение. Для этого предварительно отгоризонтированная СП выставляется последовательно в четыре положения с азимутом оси ОХП 0°, 90°, 180° и 270°. Выставка осуществляется заданием рассчитанных в БЦВМ сигналов в ДМ ГБ. После завершения выставки в ДМ ГБ подаются токи компенсации уходов СП. В каждом положении по формулам (3) вычисляются проекции ΩГ на оси ОХП, OZП (
Figure 00000018
,
Figure 00000019
,
Figure 00000020
,
Figure 00000021
) и угловые скорости по тем же осям (
Figure 00000022
,
Figure 00000023
,
Figure 00000024
,
Figure 00000025
). Затем по формулам (5) определяются отклонения ΔωдZ, ΔωдХ, ΔKZ, ΔКХ параметров от предварительно измеренных
Figure 00000026
Figure 00000027
Figure 00000028
Figure 00000029
где
Figure 00000030
,
Figure 00000031
 - определенные ранее калибровочные коэффициенты.
СП выставляют в горизонт и, вычисляя из и информации датчика угла оси B ТГС текущий азимут A оси ОХП, ориентируют ось ОХП грубо на азимут запуска Аз. В ДМ ГБ подаются токи компенсации собственных уходов ГБ и составляющих вектора вращения Земли. Токи для компенсации горизонтальной составляющей вектора вращения Земли вычисляются по формулам (6)
Figure 00000032
По информации акселерометров уточняются проекции горизонтальной составляющей скорости вращения Земли на ОЧ ГБ Т и Р по формулам (3). Выполняется пересчет ΩT, ΩР на направления север-юг ΩN, запад-восток ΩE по формулам (7)
Figure 00000033
где Аз - азимут запуска, равный углу NOXС (фиг. 2).
Далее определяется отклонение оси ОХП от Аз по формуле (8)
Figure 00000034
Для обеспечения равенства текущего азимута оси ОХП заданному азимуту Аз выполняется поворот СП (задается соответствующий ток в ДМ ГБ В) относительно оси OYП на угол ΔАз и по окончании поворота - удержание СП в заданном положении токами компенсации уходов СП.
Предлагаемый способ предусматривает проведение следующих операций:
1. Грубое приведение осей ОХП и OZП в плоскость горизонта.
2. Включение системы стабилизации.
3. Подача токов компенсации уходов СП в ДМ ГБ.
4. Вычисление отклонения СП от плоскости горизонта и нескомпенсированных скоростей поворота СП относительно осей ОХП, OZП.
5. Вычисление проекций горизонтальной составляющей скорости вращения Земли на ОЧ ГБ Р и Т.
6. Грубое определение азимута корпуса ТГС.
7. Уточнение масштабных коэффициентов акселерометров.
8. Уточнение независящих составляющих уходов ГБ Р и Т и калибровочных коэффициентов их трактов путем выставки СП в четыре положения с азимутом оси ОХП 0°, 90°, 180°, 270°, компенсацией уходов СП и проведением измерений в этих положениях.
9. Выставка СП в плоскость горизонта и ориентация оси ОХП грубо на азимут запуска.
10. Подача в ДМ ГБ токов компенсации уходов СП и составляющих вектора вращения Земли.
11. Уточнение проекций горизонтальной составляющей скорости вращения Земли на ОЧ ГБ Р и Т и их пересчет на направления север-юг, запад-восток.
12. Определение отклонения оси ОХп от азимута запуска.
13. Поворот СП вокруг вертикальной оси для устранения рассчитанного отклонения и удержание СП токами компенсации у заданного положения.
Таким образом, предложен способ автономной начальной выставки стабилизированной платформы трехосного гиростабилизатора в плоскость горизонта и на заданный азимут, основанный на измерении видимых уходов СП, на которой установлены три акселерометра и три двухстепенных поплавковых интегрирующих гироскопа таким образом, что образуют правые прямоугольные системы координат, параллельные осям ПСК, расположенной в трехосном кардановом подвесе с установленными на каждой из его осей ДУ и ДК. Предложенный способ включает грубое приведение СП в плоскость горизонта, включение системы стабилизации и азимутальную ориентацию, основанную на измерении уходов СП акселерометрами.
Отличительная особенность заключается в том, что после включения системы стабилизации в ДМ ГБ подаются токи компенсации уходов СП, затем вычисляется отклонение СП от плоскости горизонта и некомпенсированные скорости поворота СП относительно осей ОХП и OZП, вычисляются проекции горизонтальной составляющей вектора скорости вращения Земли на ОЧ ГБ Р и Т, грубо определяется азимут корпуса ТГС, затем уточняются масштабные коэффициенты акселерометров, а также независящие составляющие уходов ГБ Р и Т и калибровочные коэффициенты их трактов путем выставки СП в четыре положения с азимутом 0°, 90°, 180° и 270°, компенсацией уходов СП и проведением измерений в этих положениях, после чего СП осью ОХП грубо выставляется на азимут запуска, в ДМ ГБ подаются токи компенсации собственных уходов ГБ и составляющих вектора вращения Земли, уточняются проекции горизонтальной составляющей скорости вращения Земли на ОЧ ГБ Т и Р и производится их пересчет на направления север-юг, запад-восток, вычисляется рассогласование оси ОХП с азимутом запуска, вычисленное рассогласование устраняется поворотом вокруг вертикальной оси на рассчитанный угол, и СП удерживается у азимута запуска токами компенсации.
Техническим результатом применения предлагаемого способа является уменьшение погрешностей выставки СП ТГС в плоскость горизонта и на заданный азимут, обусловленных внешними возмущениями: ветром, морскими волнами, работой системы позиционирования морской платформы и др., и собственными уходами гироскопов, установленных на СП; исключаются угловые повороты СП от внешних возмущений, а для их фильтрации применяются простые методы аппроксимации.
Источники литературы
1. Патент RU 2272253 «Способ гирокомпасирования с применением гироскопического датчика угловой скорости при автономной и алгоритмической компенсации его дрейфа».
2. Патент RU 2509979 «Способ автономной азимутальной ориентации платформы трехосного гиростабилизатора по изменяющимся токам коррекции».
3. Назаров Б.И., Хлебников Г.А. Гиростабилизаторы ракет. М.: Воениздат, 1975. стр. 189-191.

Claims (1)

  1. Способ автономной начальной выставки стабилизированной платформы трехосного гиростабилизатора в плоскость горизонта и на заданный азимут, включающий грубое приведение стабилизированной платформы (СП) трехосного гиростабилизатора (ТГС) в плоскость горизонта, включение системы стабилизации и азимутальную ориентацию, основанную на измерении уходов СП акселерометрами, отличающийся тем, что после включения системы стабилизации в датчики моментов (ДМ) двухстепенных поплавковых интегрирующих гироскопов (ГБ) системы стабилизации СП подаются токи компенсации уходов СП, затем вычисляется отклонение СП от плоскости горизонта и нескомпенсированные скорости поворота СП относительно осей ОХП и OZП, вычисляются проекции горизонтальной составляющей скорости вращения Земли на оси чувствительности ГБ по осям рыскания (P) и тангажа (Т), грубо определяется азимут корпуса ТГС, затем уточняются масштабные коэффициенты акселерометров, составляющие уходов ГБ P и Т и калибровочные коэффициенты их трактов путем выставки СП в четыре положения с азимутом 0°, 90°, 180° и 270°, компенсацией уходов СП и проведением измерений в этих положениях, после чего СП осью ОХП грубо выставляется на азимут запуска, в ДМ ГБ подаются токи компенсации собственных уходов ГБ и составляющих вектора вращения Земли, уточняются проекции горизонтальной составляющей скорости вращения Земли на оси чувствительности ГБ Т и P и производится их пересчет на направления север-юг, запад-восток, вычисляется рассогласование оси ОХП с азимутом запуска, вычисленное рассогласование устраняется поворотом вокруг вертикальной оси на рассчитанный угол, и СП удерживается у азимута запуска токами компенсации.
RU2015138757A 2015-09-11 2015-09-11 Способ автономной начальной выставки стабилизированной платформы трехосного гиростабилизатора в плоскость горизонта и на заданный азимут RU2608337C1 (ru)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2015138757A RU2608337C1 (ru) 2015-09-11 2015-09-11 Способ автономной начальной выставки стабилизированной платформы трехосного гиростабилизатора в плоскость горизонта и на заданный азимут

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2015138757A RU2608337C1 (ru) 2015-09-11 2015-09-11 Способ автономной начальной выставки стабилизированной платформы трехосного гиростабилизатора в плоскость горизонта и на заданный азимут

Publications (1)

Publication Number Publication Date
RU2608337C1 true RU2608337C1 (ru) 2017-01-17

Family

ID=58455976

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2015138757A RU2608337C1 (ru) 2015-09-11 2015-09-11 Способ автономной начальной выставки стабилизированной платформы трехосного гиростабилизатора в плоскость горизонта и на заданный азимут

Country Status (1)

Country Link
RU (1) RU2608337C1 (ru)

Cited By (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN110398222A (zh) * 2019-08-21 2019-11-01 北京航天发射技术研究所 一种调平角度和起竖角度测量方法、装置及系统
CN110455313A (zh) * 2019-08-16 2019-11-15 北京神导科讯科技发展有限公司 一种光纤陀螺的检测装置
CN110673657A (zh) * 2019-10-21 2020-01-10 西安应用光学研究所 一种稳定平台角度自动补偿解算方法
RU2801620C2 (ru) * 2021-09-29 2023-08-11 Публичное акционерное общество "Московский институт электромеханики и автоматики" (ПАО "МИЭА") Способ повышения точностных характеристик автономной, бесплатформенной гировертикали с интегральной коррекцией и устройство для его реализации

Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2131113C1 (ru) * 1996-01-16 1999-05-27 Рыбаков Вадим Иванович Способ гирокомпасирования трехосного гиростабилизатора
RU2285902C1 (ru) * 2005-04-15 2006-10-20 Федеральное государственное унитарное предприятие "Научно-производственный центр автоматики и приборостроения им. акад. Н.А. Пилюгина" (ФГУП "НПЦ АП") Способ определения и компенсации ухода гиростабилизированной платформы и устройство для его осуществления
RU2541710C1 (ru) * 2013-10-18 2015-02-20 Федеральное государственное казенное военное образовательное учреждение высшего профессионального образования Военная академия Ракетных войск стратегического назначения имени Петра Великого МО РФ Способ автономной азимутальной ориентации платформы трехосного гиростабилизатора на подвижном основании
RU2552608C1 (ru) * 2014-03-28 2015-06-10 Федеральное государственное казенное военное образовательное учреждение высшего профессионального образования "Военная академия Ракетных войск стратегического назначения имени Петра Великого" Министерства обороны Российской Федерации Способ автономного определения азимута гиростабилизированной платформы

Patent Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2131113C1 (ru) * 1996-01-16 1999-05-27 Рыбаков Вадим Иванович Способ гирокомпасирования трехосного гиростабилизатора
RU2285902C1 (ru) * 2005-04-15 2006-10-20 Федеральное государственное унитарное предприятие "Научно-производственный центр автоматики и приборостроения им. акад. Н.А. Пилюгина" (ФГУП "НПЦ АП") Способ определения и компенсации ухода гиростабилизированной платформы и устройство для его осуществления
RU2541710C1 (ru) * 2013-10-18 2015-02-20 Федеральное государственное казенное военное образовательное учреждение высшего профессионального образования Военная академия Ракетных войск стратегического назначения имени Петра Великого МО РФ Способ автономной азимутальной ориентации платформы трехосного гиростабилизатора на подвижном основании
RU2552608C1 (ru) * 2014-03-28 2015-06-10 Федеральное государственное казенное военное образовательное учреждение высшего профессионального образования "Военная академия Ракетных войск стратегического назначения имени Петра Великого" Министерства обороны Российской Федерации Способ автономного определения азимута гиростабилизированной платформы

Cited By (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN110455313A (zh) * 2019-08-16 2019-11-15 北京神导科讯科技发展有限公司 一种光纤陀螺的检测装置
CN110398222A (zh) * 2019-08-21 2019-11-01 北京航天发射技术研究所 一种调平角度和起竖角度测量方法、装置及系统
CN110398222B (zh) * 2019-08-21 2021-09-21 北京航天发射技术研究所 一种调平角度和起竖角度测量方法、装置及系统
CN110673657A (zh) * 2019-10-21 2020-01-10 西安应用光学研究所 一种稳定平台角度自动补偿解算方法
CN110673657B (zh) * 2019-10-21 2022-12-27 西安应用光学研究所 一种稳定平台角度自动补偿解算方法
RU2801620C2 (ru) * 2021-09-29 2023-08-11 Публичное акционерное общество "Московский институт электромеханики и автоматики" (ПАО "МИЭА") Способ повышения точностных характеристик автономной, бесплатформенной гировертикали с интегральной коррекцией и устройство для его реализации

Similar Documents

Publication Publication Date Title
CN110031882B (zh) 一种基于sins/dvl组合导航系统的外量测信息补偿方法
EP1582840B1 (en) Inertial navigation system error correction
JP4782111B2 (ja) 輸送手段の位置、姿勢、および／または飛行方向を推定するシステムおよび方法
CN110501024A (zh) 一种车载ins/激光雷达组合导航系统的量测误差补偿方法
CN101571394A (zh) 基于旋转机构的光纤捷联惯性导航系统初始姿态确定方法
JPS5890212A (ja) 方位基準および陸上航法システム
CN112595350A (zh) 一种惯导系统自动标定方法及终端
AU2017232241B1 (en) Low Cost INS
RU2608337C1 (ru) Способ автономной начальной выставки стабилизированной платформы трехосного гиростабилизатора в плоскость горизонта и на заданный азимут
RU2300081C1 (ru) Способ определения инструментальных погрешностей измерителей инерциальной навигационной системы на этапе начальной выставки
Bryne et al. Attitude and heave estimation for ships using mems-based inertial measurements
EP1852681A1 (en) Method for elaborating navigation parameters and vertical of a place
RU2541710C1 (ru) Способ автономной азимутальной ориентации платформы трехосного гиростабилизатора на подвижном основании
RU2407989C1 (ru) Способ определения истинного азимута системой самоориентирующейся гироскопической
CN111141285B (zh) 一种航空重力测量装置
US8725415B2 (en) Method and device for long-duration navigation
RU2550592C1 (ru) Гирогоризонткомпас
RU2624617C1 (ru) Способ автономной азимутальной ориентации платформы трехосного гиростабилизатора по изменяющимся видимым уходам
US3430238A (en) Apparatus for providing an accurate vertical reference in a doppler-inertial navigation system
Avrutov et al. Strapdown Gyro Latitude Finder
RU2723976C1 (ru) Способ определения угловой ориентации наземного транспортного средства
US3214983A (en) Attitude reference
Avrutov Gyro north and latitude finder
RU2649063C1 (ru) Способ определения азимута платформы трёхосного гиростабилизатора по отклонению угла поворота гироскопа от расчётного значения
US3430239A (en) Doppler inertial system with accurate vertical reference

Legal Events

Date Code Title Description
PC43 Official registration of the transfer of the exclusive right without contract for inventions

Effective date: 20220325