RU2617136C1 - Гирогоризонткомпас - Google Patents

Гирогоризонткомпас Download PDF

Info

Publication number
RU2617136C1
RU2617136C1 RU2016108427A RU2016108427A RU2617136C1 RU 2617136 C1 RU2617136 C1 RU 2617136C1 RU 2016108427 A RU2016108427 A RU 2016108427A RU 2016108427 A RU2016108427 A RU 2016108427A RU 2617136 C1 RU2617136 C1 RU 2617136C1
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
unit
output
input
gyroscopes
orientation
Prior art date
Application number
RU2016108427A
Other languages
English (en)
Inventor
Дмитрий Алексеевич Буров
Дмитрий Юрьевич Тютюгин
Сергей Иванович Филиппов
Original Assignee
Акционерное общество "Всероссийский научно-исследовательский институт "Сигнал" (АО "ВНИИ "Сигнал")
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 Акционерное общество "Всероссийский научно-исследовательский институт "Сигнал" (АО "ВНИИ "Сигнал") filed Critical Акционерное общество "Всероссийский научно-исследовательский институт "Сигнал" (АО "ВНИИ "Сигнал")
Priority to RU2016108427A priority Critical patent/RU2617136C1/ru
Application granted granted Critical
Publication of RU2617136C1 publication Critical patent/RU2617136C1/ru

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

Изобретение относится к области приборостроения и может найти применение в системах ориентации и навигации подвижных объектов. Технический результат – расширение функциональных возможностей. Для этого гирогоризонткомпас включает вращающийся вал, исполнительное устройство, ротор которого связан с вращающимся валом, а статор с корпусом гирогоризонткомпаса, первый и второй гироскопы, оси которых взаимно ортогональны, установленные на вращающемся валу, первый и второй акселерометры, оси которых взаимно ортогональны, установленные на корпусе гирогоризонткомпаса, третий гироскоп, установленный на корпусе гирогоризонткомпаса, бортовой вычислитель, содержащий блок выработки углов ориентации, блок управления подвесом, блок вычисления и автокомпенсации погрешности определения азимута, блок коммутации сигналов гироскопов, блок коммутации параметров ориентации и управляющее устройство. Исполнительное устройство обеспечивает поворот вращающегося вала в диапазоне углов ±180°. Выходы первого и второго гироскопов соединены соответственно с первым и вторым входами блока вычисления и автокомпенсации погрешности определения азимута, который подключен к выходу блока выработки углов ориентации и выходу блока управления подвесом, выход блока вычисления и автокомпенсации погрешности определения азимута соединен с блоком выработки углов ориентации бортового вычислителя и блоком управления подвесом, вход блока выработки углов ориентации соединен с выходом блока управления подвесом, вход исполнительного устройства соединен с выходом блока управления подвесом, который подключен к выходу управляющего устройства бортового вычислителя. 2 ил.

Description

Изобретение относится к системам ориентации и навигации, системам управления 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.
Известен ГГК с вращением инерциального измерительного модуля (патент РФ №2436046). ГГК содержит первый и второй гироскопы, установленные на вращающемся валу, причем с вращающимся валом связано электромеханическое исполнительное устройство, первый и второй акселерометры, оси которых взаимно ортогональны, третий гироскоп, бортовой вычислитель, причем входы бортового вычислителя соединены с выходами гироскопов и акселерометров. Бортовой вычислитель содержит блок выработки параметров ориентации, блок преобразования кажущихся ускорений, блок выработки параметров поступательного движения и блок построения вертикали.
Недостатками известного ГГК по патенту №2436046 являются:
- использование скользящего токоподвода неограниченного вращения для передачи информации из вращающегося измерительного модуля, что снижает надежность и уменьшает ресурс устройства;
- использование трех высокоточных ДУС (высокоточных ВОГ) 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;
- реализация непрерывного кругового вращения измерительного модуля, включающего триаду высокоточных ВОГ 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.
Известен ГГК с фиксированными поворотами вращающегося вала и дополнительной рамы подвеса относительно продольной и поперечной осей ГГК (патент РФ №2571199), который является наиболее близким к заявляемому устройству и выбран в качестве прототипа. ГГК включает первый и второй гироскопы, установленные на вращающемся валу, первый и второй акселерометры, измерительные оси которых взаимно ортогональны и параллельны основанию ГГК, третий гироскоп, первое исполнительное устройство, ротор которого связан с вращающимся валом, бортовой вычислитель, содержащий блок выработки углов ориентации, блок управления подвесом, блок вычисления и автокомпенсации погрешности определения азимута, блок коммутации сигналов гироскопов и управляющее устройство.
Недостатками известного ГГК по патенту №2571199 являются:
- использование двух управляемых осей подвеса, что усложняет, снижает надежность и уменьшает ресурс устройства;
- отсутствие возможности повышения точности измерения азимута путем использования информации двух высокоточных гироскопов для определения азимута с компенсацией систематической составляющей ошибки обоих гироскопов;
- отсутствие возможности определения азимута в движении или при изменении углового положения объекта в азимуте с одновременным проведением автокомпенсации систематической составляющей ошибки обоих горизонтальных гироскопов (в момент поворота управляемых осей подвеса не сохраняется информация об азимутальном положении при гирокомпасировании).
Техническими задачами, на которые направлено заявляемое изобретение, являются повышение точности определения азимута путем обеспечения измерения азимута двумя горизонтальными высокоточными гироскопами с автокомпенсацией их ошибок, снижение массы и габаритов, повышение надежности и увеличение ресурса ГГК путем исключения из его состава одной из управляемых осей подвеса, обеспечение определения азимута в движении или при изменении углового положения объекта в азимуте путем жесткой установки вертикального гироскопа на корпусе устройства.
Поставленная техническая задача решается тем, что в гирогоризонткомпасе, включающем первый, второй и третий гироскопы, причем первый и второй гироскопы, измерительные оси которых взаимно ортогональны, установлены на вращающемся валу, первый и второй акселерометры, установленные в корпусе гирогоризонткомпаса, измерительные оси которых взаимно ортогональны и параллельны основанию гирогоризонткомпаса, исполнительное устройство, ротор которого связан с вращающимся валом, бортовой вычислитель, содержащий блок выработки углов ориентации, блок управления подвесом, блок вычисления и автокомпенсации погрешности определения азимута, блок коммутации сигналов гироскопов и управляющее устройство, причем первый и второй входы бортового вычислителя, являющиеся первым и вторым входами блока выработки углов ориентации, соединены соответственно с выходами первого и второго акселерометров, выход первого гироскопа соединен с третьим входом бортового вычислителя, являющимся первым входом блока вычисления и автокомпенсации погрешности определения азимута, выходы второго и третьего гироскопов соединены соответственно с четвертым и пятым входами бортового вычислителя, первый и второй выходы блока коммутации сигналов гироскопов соединены соответственно с третьим и четвертым входами блока выработки углов ориентации, шестой вход которого подключен к выходу блока вычисления и автокомпенсации погрешности определения азимута, третий вход которого соединен с первым выходом блока управления подвесом, второй выход которого подключен к седьмому входу блока выработки углов ориентации, вход исполнительного устройства соединен с выходом бортового вычислителя, являющимся третьим выходом блока управления подвесом, вход которого соединен с выходом управляющего устройства, а четвертый выход блока управления подвесом соединен с третьим входом блока коммутации сигналов гироскопов, в состав бортового вычислителя введен блок коммутации параметров ориентации, причем вращающийся вал установлен в корпусе гирогоризонткомпаса перпендикулярно его основанию, статор исполнительного устройства связан с корпусом гирогоризонткомпаса, при этом исполнительное устройство обеспечивает поворот вращающегося вала в диапазоне углов ±180°, третий гироскоп установлен в корпусе гирогоризонткомпаса измерительной осью перпендикулярно его основанию, причем третий и четвертый входы бортового вычислителя дополнительно соединены с первым и вторым входами блока коммутации сигналов гироскопов, пятый вход бортового вычислителя, являющийся пятым входом блока выработки углов ориентации, соединен с выходом третьего гироскопа, выход блока выработки углов ориентации подключен к первому входу блока коммутации параметров ориентации, второй вход которого подключен к пятому выходу блока управления подвесом, выход второго гироскопа дополнительно соединен со вторым входом блока вычисления и автокомпенсации погрешности определения азимута, четвертый и пятый входы которого соответственно подключены к первому и второму выходам блока коммутации параметров ориентации.
Изобретение поясняется чертежами, на которых представлены: фиг. 1 - схема предлагаемого ГГК; фиг. 2 - схема бортового вычислителя.
ГГК (фиг. 1) устроен следующим образом. На вращающемся валу закреплен первый 1 и второй 2 (высокоточные) гироскопы. Первый 1 и второй 2 гироскопы установлены таким образом, что их оси чувствительности взаимно ортогональны и перпендикулярны оси вращающегося вала. Вращающийся вал установлен в корпусе гирогоризонткомпаса перпендикулярно его основанию. На оси вращающегося вала установлено исполнительное устройство 3. Ротор исполнительного устройства (электромагнита) 3 связан с вращающимся валом, а статор исполнительного устройства 3 закреплен на корпусе ГГК. Первый 1 и второй 2 гироскопы поворачиваются в диапазоне углов ±180° вокруг вертикальной оси ГГК и подключены к бортовому вычислителю 4 с помощью гибкого токоподвода. В корпусе ГГК установлены первый 5 и второй 6 акселерометры, а также третий (средней точности) гироскоп 7 таким образом, что его ось чувствительности расположена вертикально относительно основания ГГК и перпендикулярно осям чувствительности первого 1 и второго 2 гироскопов. Оси чувствительности первого 5 и второго 6 акселерометров находятся в плоскости, параллельной основанию ГГК. Ось чувствительности второго акселерометра 6 расположена по направлению продольной оси ГГК, а ось чувствительности первого акселерометра 5 - по направлению поперечной оси ГГК. Сигналы: ω1 - от первого гироскопа 1, ω2 - от второго гироскопа 2 и ω3 - от третьего гироскопа 7, ах, ау - от первого 5 и второго 6 акселерометров, поступают в бортовой вычислитель 4. Сигнал управления Uz из бортового вычислителя 4 поступает на исполнительное устройство 3.
Бортовой вычислитель 4 (фиг. 2) содержит блок коммутации параметров ориентации 8, блок выработки углов ориентации 9, блок вычисления и автокомпенсации погрешности определения азимута 10, управляющее устройство 11, блок управления подвесом 12, блок коммутации сигналов гироскопов 13.
В бортовом вычислителе 4 сигналы ах, ау поступают на первый и второй входы блока выработки углов ориентации 9, сигналы ω1, ω2, ω3 - на первый и второй входы блока коммутации сигналов гироскопов 13 и пятый вход блока выработки углов ориентации 9 соответственно. Сигналы ω1, ω2 первого 1 и второго 2 гироскопов дополнительно поступают на первый и второй входы блока вычисления и автокомпенсации погрешности определения азимута 10, с выхода которого вычисленные углы азимута αK1 и αK2 передаются в блок выработки углов ориентации 9. С выхода блока выработки углов ориентации 9 параметры угла килевой θ (продольный угол наклона) и угла бортовой ψ качки (поперечный угол наклона) ГГК поступают на первый вход блока коммутации параметров ориентации 8. После обработки в блоке коммутации параметров ориентации 8 по сигналу k3 с пятого выхода блока управления подвесом 12 параметры ориентации θ и ψ поступают с учетом знаков на соответствующие выходы блока коммутации параметров ориентации 8 в соответствии с текущим положением осей чувствительности первого 1 и второго 2 гироскопов относительно корпуса ГГК. С первого и второго выходов блока коммутации параметров ориентации 8 параметры ориентации θ и ψ поступают соответственно на четвертый и пятый входы блока вычисления и автокомпенсации погрешности определения азимута 10 с учетом знаков. Аналогично после коммутации сигналы гироскопов ωx, ωy в зависимости от текущей ориентации первого 1 и второго 2 гироскопов относительно продольной и поперечной осей ГГК как проекции относительно осей X, Y поступают на третий и четвертый входы блока выработки углов ориентации 9. Сигналы о режиме работы ГГК, вырабатываемые управляющим устройством 11, поступают в блок управления подвесом 12, который в свою очередь связан с блоком вычисления и автокомпенсации погрешности определения азимута 10, блоком выработки углов ориентации 9, блоком коммутации параметров ориентации 8 и блоком коммутации сигналов гироскопов 13, а также с исполнительным устройством 3.
ГГК функционирует следующим образом.
В режиме гирокомпасирования сигнал Режим на выходе управляющего устройства 11 бортового вычислителя 4 устанавливается в состояние «Гирокомпас», по которому блок управления подвесом 12 переключается на работу в режиме определения азимута. С помощью блока управления подвесом 12 выполняется операция ориентирования измерительных осей первого 1 и второго 2 гироскопов относительно корпуса ГГК. Для этого по сигналу управления Uz исполнительное устройство 3 осуществляет поворот вращающегося вала в диапазоне ±180° таким образом, чтобы оси чувствительности первого 1 и второго 2 гироскопов располагались вдоль поперечной и продольной осей ГГК (оси X и Y). От блока управления подвесом 12 в блок выработки углов ориентации 9 поступает сигнал управления k1, по которому блоком выработки углов ориентации 9 вырабатывается информация о курсе К с привлечением информации от третьего гироскопа 3, а по сигналу k2 в блоке вычисления и автокомпенсации погрешности определения азимута 10 производится первое измерение угла азимута αK1 с привлечением информации первого 1 и второго 2 гироскопов.
Выражение для определения азимута находится следующим образом.
Сигнал первого гироскопа 1 равен [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, с. 162]:
Figure 00000001
где ωx - значение угловой скорости, измеренное первым гироскопом 1 в плоскости основания ГГК, Ω3 - угловая скорость вращения Земли; ϕ - широта места, θ0 - угол наклона в плоскости оси чувствительности первого гироскопа 1.
Сигнал второго гироскопа 2 равен:
Figure 00000002
где γ0 - угол наклона в плоскости оси чувствительности второго гироскопа 2.
Определим из выражения (1) cosαK1:
Figure 00000003
Подставим в выражение (2) значение cosαК1 (3) и определим значение sin αK1:
Figure 00000004
Используя (3) и (4), угол азимута αK1 определим через функцию арктангенс:
Figure 00000005
Использование информации двух измерителей обеспечивает уменьшение относительной ошибки определения азимута в диапазоне азимутальных углов ГГК 0…360° [Повышение точности гирокомпасирования за счет выбора ориентации осей чувствительности измерителей / Л.Н. Бельский, Л.В. Водичева // Гироскопия и навигация. 2000. №3. С. 21-34] и, следовательно, обеспечивает увеличение точности определения азимута.
В качестве углов наклонов θ0, γ0 в выражении (5) в блоке вычисления и автокомпенсации погрешности определения азимута 10 используются угол килевой θ (продольный угол наклона) или угол бортовой ψ качки (поперечный угол наклона) ГГК, вырабатываемые в блоке выработки углов ориентации 9 по сигналам первого 5 и второго 6 акселерометров. Выбор соответствия параметров ориентации θ и ψ, поступающих на первый и второй выходы блока коммутации параметров ориентации 8, и их знака положительным направлениям углов наклонов θ0 и γ0 при расчете выражения (5) осуществляется в зависимости от текущего положения первого 1 и второго 2 гироскопов относительно корпуса гирогоризонткомпаса по сигналу k3 от блока управления подвесом
Далее угол курса К «привязывается» к измеренному азимуту αК1, и по сигналу управления Uz исполнительное устройство 3 осуществляет поворот вращающегося вала на угол 180° в диапазоне ±180°. В результате оси чувствительности первого 1 и второго 2 гироскопов устанавливаются в противоположные положения вдоль поперечной и продольной осей ГГК (оси Х и Y) и фиксируются в этом положении. От блока управления подвесом 12 в блок выработки углов ориентации 9 поступает сигнал управления k1, по которому блок выработки углов ориентации 9 продолжает вырабатывать информацию о курсе К с привлечением информации от третьего гироскопа 3, а по сигналу k2 в блоке вычисления и автокомпенсации погрешности определения азимута 10 производится второе измерение в соответствии с выражением (5) угла азимута αK2 с привлечением информации первого 1 и второго 2 гироскопов. При этом знаки учета углов θ и ψ, определяемых соответственно по сигналам а х и а у первого 5 и второго 6 акселерометров в блоке выработки углов ориентации 9 в соответствии с алгоритмами прототипа, в блоке коммутации параметров ориентации 8 меняются на противоположные.
При выполнении замеров в режиме гирокомпасирования возможные колебания объекта фиксируются с помощью первого 5 и второго 6 акселерометров, первого 1, второго 2 и третьего 3 гироскопов. Информация о колебаниях объекта (углы килевой θ и бортовой ψ качки) поступает в блок вычисления и автокомпенсации погрешности определения азимута 10, где с использованием указанной информации дополнительно осуществляется компенсация погрешности определения азимута, обусловленная колебаниями объекта.
Замеры, при которых ориентация оси чувствительности первого 1 и второго 2 гироскопов отличается на 180°, по сигналам k2, поступающим от блока управления подвесом 12, обрабатываются в блоке вычисления и автокомпенсации погрешности определения азимута 10 бортового вычислителя 4. На двух противоположных румбах 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, поэтому 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 формуле:
Figure 00000006
где αK1, αK2 - значения курса в первом и втором замерах.
Полученное значение (6) угла азимута αK объекта инвариантно относительно изменения дрейфов нуля первого 1 и второго 2 гироскопов, чем достигается повышение точности определения азимута.
В результате применения разворотов в диапазоне ±180° от исходного положения, при автокомпенсации погрешности исключаются неограниченные круговые вращения средств измерения (первого 1 и второго 2 гироскопов), что исключает необходимость применения скользящего токоподвода кругового вращения.
Учитывая, что в процессе определения азимута блоком выработки углов ориентации 9 вырабатывается информация о курсе К с привлечением информации от третьего гироскопа 7, предлагаемым устройством обеспечивается возможность проведения гирокомпасирования в движении или при изменении углового положения объекта в азимуте с одновременным проведением автокомпенсации систематической составляющей ошибки обоих горизонтальных гироскопов.
При работе ГГК в режиме хранения направления сигнал Режим от управляющего устройства 11 бортового вычислителя 4 устанавливается в состояние «Гироазимут», блок управления подвесом 12 переключается на работу в режиме хранения направления. По сигналам блока управления подвесом 12 с помощью исполнительного устройства 3 оси чувствительности первого 1 и второго 2 гироскопов соответственно ориентируются вдоль поперечной (ось X) и продольной (ось Y) осей ГГК и фиксируются в этом положении. По сигналу от блока управления подвесом 12 значение (6) угла курса αK из блока вычисления и автокомпенсации погрешности определения азимута 10 поступает в блок выработки углов ориентации 9, где осуществляется «привязка» вырабатываемого угла курса К к измеренному углу азимута αK, при этом сигнал k1, передаваемый от блока управления подвесом 12 в блок выработки углов ориентации 9, устанавливается в состояние, разрешающее выработку параметра ориентации подвижного объекта по углу курса К с использованием информации первого 1, второго 2 и третьего 3 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 4 по сигналам об угловой скорости ωx, ωy, ωz и ускорений а х, а у объекта. В виду того, что углы наклона наземного подвижного объекта ограничены, дополнительная ошибка из-за отсутствия третьего акселерометра и применения в качестве третьего гироскопа 7 гироскопа средней точности при выработке углов ориентации при движении носит незначительный характер.
При этом применение вместо трех однотипных высокоточных гироскопов, что характерно для современных БИНС, гироскопов, параметры которых подобраны исходя из основной выполняемой в составе ГГК в режиме гирокомпасирования и в режиме хранения направления функции, является фактором снижения стоимости и размеров устройства при сохранении точности его работы.
В предлагаемом ГГК в качестве первого 1 и второго 2 гироскопов может быть применен высокоточный ВОГ или кольцевой лазерный гироскоп, в качестве третьего гироскопа 7 - ВОГ средней точности, твердотельный волновой гироскоп, в качестве акселерометров 5, 6 - механические маятниковые, на базе микроэлектромеханической системы (МЭМС) и другие типы акселерометров. Функции исполнительного устройства (электромагнита) 3 могут выполнять электромеханические устройства, обеспечивающие повороты исполнительной оси в диапазоне углов ±180°. Бортовой вычислитель 4 может представлять собой устройство на базе микропроцессора или микроконтроллера с аналого-цифровыми преобразователями (АЦП) и цифроаналоговыми преобразователями (ЦАП), если гироскопы 1, 2, 7, акселерометры 5, 6, исполнительное устройство 3 работают с аналоговыми сигналами. Блок выработки углов ориентации 9, блок вычисления и автокомпенсации погрешности определения азимута 10, управляющее устройство 11, блок управления подвесом 12 и блок коммутации сигналов гироскопов 13 представляют собой арифметико-логические и программные устройства, выполненные на базе микропроцессора или микроконтроллера.
Блок коммутации параметров ориентации 8 обеспечивает изменение знака и прохождение параметров ориентации θ и ψ с его первого входа на первый и второй выходы соответственно в зависимости от управляющего сигнала на втором входе и представляет собой арифметико-логическое устройство, выполненное на базе микропроцессора или микроконтроллера.
В целом, благодаря предложенной кинематической схеме, набору чувствительных элементов, микропроцессорному устройству и силовому исполнительному элементу (электромагниту) предлагаемым устройством обеспечиваются:
- повышение точности измерения азимута путем использования для измерений двух ортогонально ориентированных высокоточных гироскопов с компенсацией систематических составляющих их ошибок (оси чувствительности гироскопов при измерениях ориентируются в плоскости основания ГГК в различных положениях);
- возможность компенсации погрешности самоориентирования, обусловленной колебаниями объекта от ветровых нагрузок, хождения экипажа и др. по сигналам канала построения вертикали на первом и втором гироскопах и акселерометрах;
- сокращение управляемых осей подвеса, что упрощает, повышает надежность и увеличивает ресурс, снижает массу и габариты устройства;
- возможность определения азимута в движении и при изменении углового положения объекта в азимуте с одновременным проведением автокомпенсации систематической составляющей ошибки обоих горизонтальных гироскопов;
- режим хранения азимутального угла с помощью гироскопа средней точности, ось чувствительности которого ориентирована перпендикулярно основанию объекта;
- определение углов наклона на стоянке и при движении объекта.
При этом конструкция ГГК не содержит систем стабилизации и горизонтирования, датчиков углового положения рам подвеса, характерных для платформенных гиросистем, позволяет использовать два высокоточных гироскопа и снизить требования к точности гироскопа, сигнал которого используется для хранения направления.
Проведены экспериментальные исследования и моделирование работы ГГК, подтверждающие улучшение характеристик устройства. Так, при реализации предлагаемого ГГК, в составе которого в качестве первого 1 и второго 2 гироскопов применяются высокоточные ВОГ фирмы «Оптолинк» ОИУС-1000 со случайным дрейфом 0.01°/час, в качестве третьего гироскопа - среднеточный ВОГ ОИУС-200 той же фирмы со случайным дрейфом 0.2°/час, акселерометры АК-15-2, точность определения азимута достигает (0.05°…0.07°)⋅sec (широты) в диапазоне азимутальных углов 0…360° в рабочем диапазоне температур, в том числе обеспечивается возможность определения азимута при изменении положения корпуса ГГК.

Claims (1)

  1. Гирогоризонткомпас, включающий первый, второй и третий гироскопы, причем первый и второй гироскопы, измерительные оси которых взаимно ортогональны, установлены на вращающемся валу, первый и второй акселерометры, установленные в корпусе гирогоризонткомпаса, измерительные оси которых взаимно ортогональны и параллельны основанию гирогоризонткомпаса, исполнительное устройство, ротор которого связан с вращающимся валом, бортовой вычислитель, содержащий блок выработки углов ориентации, блок управления подвесом, блок вычисления и автокомпенсации погрешности определения азимута, блок коммутации сигналов гироскопов и управляющее устройство, причем первый и второй входы бортового вычислителя, являющиеся первым и вторым входами блока выработки углов ориентации, соединены соответственно с выходами первого и второго акселерометров, выход первого гироскопа соединен с третьим входом бортового вычислителя, являющимся первым входом блока вычисления и автокомпенсации погрешности определения азимута, выходы второго и третьего гироскопов соединены соответственно с четвертым и пятым входами бортового вычислителя, первый и второй выходы блока коммутации сигналов гироскопов соединены соответственно с третьим и четвертым входами блока выработки углов ориентации, шестой вход которого подключен к выходу блока вычисления и автокомпенсации погрешности определения азимута, третий вход которого соединен с первым выходом блока управления подвесом, второй выход которого подключен к седьмому входу блока выработки углов ориентации, вход исполнительного устройства соединен с выходом бортового вычислителя, являющимся третьим выходом блока управления подвесом, вход которого соединен с выходом управляющего устройства, а четвертый выход блока управления подвесом соединен с третьим входом блока коммутации сигналов гироскопов, отличающийся тем, что в состав бортового вычислителя введен блок коммутации параметров ориентации, причем вращающийся вал установлен в корпусе гирогоризонткомпаса перпендикулярно его основанию, статор исполнительного устройства связан с корпусом гирогоризонткомпаса, при этом исполнительное устройство обеспечивает поворот вращающегося вала в диапазоне углов ±180°, третий гироскоп установлен в корпусе гирогоризонткомпаса измерительной осью перпендикулярно его основанию, причем третий и четвертый входы бортового вычислителя дополнительно соединены с первым и вторым входами блока коммутации сигналов гироскопов, пятый вход бортового вычислителя, являющийся пятым входом блока выработки углов ориентации, соединен с выходом третьего гироскопа, выход блока выработки углов ориентации подключен к первому входу блока коммутации параметров ориентации, второй вход которого подключен к пятому выходу блока управления подвесом, выход второго гироскопа дополнительно соединен со вторым входом блока вычисления и автокомпенсации погрешности определения азимута, четвертый и пятый входы которого соответственно подключены к первому и второму выходам блока коммутации параметров ориентации.
RU2016108427A 2016-03-09 2016-03-09 Гирогоризонткомпас RU2617136C1 (ru)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2016108427A RU2617136C1 (ru) 2016-03-09 2016-03-09 Гирогоризонткомпас

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2016108427A RU2617136C1 (ru) 2016-03-09 2016-03-09 Гирогоризонткомпас

Publications (1)

Publication Number Publication Date
RU2617136C1 true RU2617136C1 (ru) 2017-04-21

Family

ID=58643086

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2016108427A RU2617136C1 (ru) 2016-03-09 2016-03-09 Гирогоризонткомпас

Country Status (1)

Country Link
RU (1) RU2617136C1 (ru)

Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
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
GB1595927A (en) * 1977-04-01 1981-08-19 E Systems Inc Vehicle locating apparatus
SU1793190A1 (ru) * 1990-11-30 1993-02-07 Vladimir G Arutyunov Cпocoб пobepkи mhoгokomahдhыx пpибopob aktиbhoгo kohtpoля
RU2436046C1 (ru) * 2010-08-09 2011-12-10 Открытое акционерное общество "Концерн "Центральный научно-исследовательский институт "Электроприбор" Гирогоризонткомпас с вращением инерциального измерительного блока
RU2571199C1 (ru) * 2014-10-27 2015-12-20 Акционерное общество "Всероссийский научно-исследовательский институт "Сигнал" (АО "ВНИИ "Сигнал") Гирогоризонткомпас

Patent Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
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
GB1595927A (en) * 1977-04-01 1981-08-19 E Systems Inc Vehicle locating apparatus
SU1793190A1 (ru) * 1990-11-30 1993-02-07 Vladimir G Arutyunov Cпocoб пobepkи mhoгokomahдhыx пpибopob aktиbhoгo kohtpoля
RU2436046C1 (ru) * 2010-08-09 2011-12-10 Открытое акционерное общество "Концерн "Центральный научно-исследовательский институт "Электроприбор" Гирогоризонткомпас с вращением инерциального измерительного блока
RU2571199C1 (ru) * 2014-10-27 2015-12-20 Акционерное общество "Всероссийский научно-исследовательский институт "Сигнал" (АО "ВНИИ "Сигнал") Гирогоризонткомпас

Non-Patent Citations (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
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. *

Similar Documents

Publication Publication Date Title
Groves Navigation using inertial sensors [Tutorial]
US8005635B2 (en) Self-calibrated azimuth and attitude accuracy enhancing method and system (SAAAEMS)
US4166406A (en) Self-aligning pitch and azimuth reference unit
IL198109A (en) Facility, system and method for finding the north
CN201955092U (zh) 一种基于地磁辅助的平台式惯性导航装置
RU2768087C2 (ru) Транспортное средство для подземных горных работ и способ его ориентации
US20180356226A1 (en) Inertial navigation system with improved accuracy
US3537307A (en) Self-compensated pendulous inertial reference apparatus for vehicles
EP2638360B1 (en) A system and method for north finding
RU2324897C1 (ru) Азимутальная ориентация платформы трехосного гиростабилизатора по углу прецессии гироблока
RU2550592C1 (ru) Гирогоризонткомпас
RU2608337C1 (ru) Способ автономной начальной выставки стабилизированной платформы трехосного гиростабилизатора в плоскость горизонта и на заданный азимут
CN104655123A (zh) 一种利用光纤陀螺测定地球自转角速度的方法
US8725415B2 (en) Method and device for long-duration navigation
WO2013139486A1 (en) True north seeking and attitude system
RU2617136C1 (ru) Гирогоризонткомпас
RU2571199C1 (ru) Гирогоризонткомпас
RU2601240C1 (ru) Гирогоризонткомпас
RU2408843C1 (ru) Аналитический гирокомпас для квазистатических измерений
US3490281A (en) Local vertical control apparatus
US3214983A (en) Attitude reference
CN104655095A (zh) 一种利用光纤陀螺测定地理纬度的方法
RU2213937C1 (ru) Наземная гироскопическая система (варианты)
US3545092A (en) Method for aligning a navigation system
RU2192622C1 (ru) Самоориентирующаяся система гирокурсокреноуказания