Патент на изобретение №2169903

(54) ГИРОСКОПИЧЕСКАЯ НАВИГАЦИОННАЯ СИСТЕМА

(57) Реферат:

Система может быть использована при создании прецизионных мобильных гироскопических навигационных систем, способных автономно вырабатывать всю номенклатуру навигационных параметров. Система содержит две гироплатформы, первая из которых помещена во внешний двухосный карданов подвес, вторая – в трехосный карданов подвес. Оба карданова подвеса имеют внешние вертикальные оси и установлены на одном жестком основании. На первой гироплатформе установлены трехстепенный гироскоп с вектором кинетического момента, параллельным плоскости платформы, и один акселерометр. На второй платформе установлены трехстепенный гироскоп с вектором кинетического момента, ортогональным плоскости платформы, и два акселерометра. Гироскопы имеют по два датчика момента и по два датчика угла. На цапфе первой платформы установлен двигатель стабилизации. На внешней вертикальной оси двухосного карданова подвеса и по всем осям трехосного карданова подвеса установлены двигатели стабилизации и датчики угла. В систему включен также блок управления и выработки навигационных параметров. Выходы датчиков угла гироскопов, акселерометров и датчиков угла, установленных по осям кардановых подвесов, соединены с входами этого блока, а его выходы соединены с входами датчиков момента гироскопов и двигателей стабилизации. В системе практически отсутствуют погрешности, вызываемые взаимным вибрационным влиянием гироскопов, постоянными горизонтными дрейфами гироскопов, а также “румбовые” погрешности. 3 ил.

Изобретение относится к области навигационного приборостроения и может быть использовано при создании прецизионных мобильных гироскопических навигационных систем, способных автономно вырабатывать всю номенклатуру навигационных параметров, т.е. инерциальных навигационных систем.

Известна гироскопическая навигационная система, вырабатывающая автономно (без использования внешней информации) при движении по поверхности Земли всю номенклатуру навигационных параметров: широту и долготу места, скорость и ориентацию объекта – курс и углы килевой качки (тангаж) и бортовой качки (крен) (см. [1], стр. 347-361). Такая гироскопическая система по определению является инерциальной навигационной системой (ИНС). Эта ИНС построена на базе гиростабилизированной в плоскости горизонта и относительно направления меридиана платформы, связанной с основанием внешним трехосным кардановым подвесом с вертикальной внутренней осью. На платформе установлены два трехстепенных динамически настраиваемых гироскопа (ДНГ) и два акселерометра. На осях карданова подвеса установлены датчики угла и двигатели стабилизации. Рассматриваемая ИНС включает в свой состав также блок управления и выработки навигационных параметров.

Можно выделить три основных недостатка данной ИНС:
1. Взаимное вибрационное влияние установленных на одной платформе ДНГ, что существенно ухудшает их точностные характеристики;
2. При циркуляции объекта-носителя меняется ориентация гироскопов и акселерометров в тепловом и магнитном полях (в основном создаваемых двигателями стабилизации, установленными по осям карданова подвеса), что вызывает так называемую “румбовую” погрешность выходных параметров ИНС;
3. Постоянные горизонтные составляющие дрейфов гироскопов, ориентированные по географическим осям, вызывают существенные постоянные погрешности в курсе, широте и накапливающуюся погрешность в долготе.

Практика разработки ИНС показывает, что эти погрешности занимают 50-70% в общей доле выходных погрешностей.

Известна гироскопическая навигационная система – одногироскопный корректируемый гирокомпас, построенный с использованием двухосного карданова подвеса (см. [1], стр. 263-265). Его функциональная схема изображена на фиг. 1. Гирокомпас включает гироплатформу 1, ось X платформы совпадает с осью подшипников внешней вертикальной рамки 2 карданова подвеса, вертикальная ось Z перпендикулярна плоскости платформы, ось Y лежит в плоскости платформы и перпендикулярна осям X и Z. На платформе установлен трехстепенный гироскоп 3 (на фиг. 1 показан ДНГ), вектор кинетического момента которого параллелен оси Y платформы, а взаимно перпендикулярные оси датчиков момента 4 и 5 гироскопа и взаимно перпендикулярные оси датчиков угла 6 и 7 гироскопа параллельны осям X и Z платформы. На платформе установлены также два акселерометра 8 и 9, оси чувствительности которых параллельны осям Y и X платформы. На цапфе платформы установлен двигатель стабилизации 10 вокруг оси X платформы. На цапфе наружной вертикальной рамки 2 карданова подвеса установлены двигатель стабилизации 11 вокруг вертикальной оси Z платформы и датчик угла 12. Гирокомпас включает также блок управления 13. Выходы акселерометров 8 и 9, датчиков углов гироскопа 6 и 7, датчика угла 12 соединены с входами блока управления 13, выходы которого соединены с датчиками момента гироскопа 4 и 5 и двигателями стабилизации 10 и 11. На вход блока управления поступает внешняя информация о скорости от лага и/или спутниковой навигационной системы.

В этой гироскопической навигационной системе на гиростабилизированной платформе установлен только один гироскоп, ее платформа при циркуляции объекта-носителя не меняет своей ориентации относительно двигателей стабилизации, однако из всей номенклатуры навигационных параметров она вырабатывает лишь курс, и то при наличии внешней информации.

Целью настоящего изобретения является создание гироскопической навигационной системы, автономно вырабатывающей всю номенклатуру навигационных параметров (ИНС) и практически лишенной недостатков аналога изобретения.

Поставленная цель достигается за счет того, что в гироскопическую навигационную систему, включающую гироплатформу, помещенную во внешний двухосный карданов подвес, установленный на жестком основании, причем ось X платформы совпадает с осью подшипников внешней вертикальной рамки карданова подвеса, ось Z платформы перпендикулярна плоскости платформы, ось Y платформы лежит в плоскости платформы и перпендикулярна осям X и Z, на платформе которой установлены трехстепенный гироскоп с двумя датчиками угла и двумя датчиками момента и акселерометр, причем вектор кинетического момента гироскопа параллелен оси Y платформы, взаимно ортогональные оси датчиков момента и взаимно ортогональные оси датчиков угла гироскопа параллельны осям X и Z платформы, а ось чувствительности акселерометра параллельна оси Y платформы, на цапфе платформы установлен двигатель стабилизации вокруг оси X платформы, на цапфе наружной вертикальной рамки установлены двигатель стабилизации вокруг оси Z платформы и датчик угла, дополнительно введены гироплатформа, помещенная во внешний трехосный карданов подвес, установленный на том же основании, и блок управления и выработки навигационных параметров. Ось Y этой платформы совпадает с осью подшипников промежуточной горизонтальной рамки карданова подвеса, ось Z платформы перпендикулярна плоскости платформы, а ось X лежит в плоскости платформы и перпендикулярна осям Y и Z. На этой платформе установлены трехстепенный гироскоп с двумя датчиками угла и двумя датчиками момента и два акселерометра. Вектор кинетического момента гироскопа параллелен оси Z платформы, взаимно ортогональные оси датчиков момента и взаимно ортогональные оси датчиков угла гироскопа и оси чувствительности акселерометров параллельны осям X и Y платформы. На цапфах этой платформы установлены двигатель стабилизации вокруг оси Y платформы и датчик угла. На цапфах промежуточного горизонтального карданова кольца установлены двигатель стабилизации вокруг оси X платформы и датчик угла. На цапфах внешней вертикальной рамки карданова подвеса установлены двигатель стабилизации вокруг оси Z платформы и датчик угла. Выходы четырех датчиков угла гироскопов, трех акселерометров и четырех датчиков угла, установленных по осям кардановых подвесов, соединены с одиннадцатью входами блока управления и выработки навигационных параметров, девять выходов которого соединены с входами четырех датчиков момента гироскопов и пяти двигателей стабилизации, установленных по осям кардановых подвесов.

На фиг. 1 изображена функциональная схема прототипа заявленного устройства. На фиг. 2 изображена функциональная схема примера конкретного исполнения заявленной гироскопической навигационной системы. На фиг. 3 изображены системы координат.

Заявленная гироскопическая навигационная система (фиг. 2) включает гироплатформу 1, ось X2 платформы совпадает с осью подшипников внешней вертикальной рамки 2 карданова подвеса, вертикальная ось Z2 перпендикулярна плоскости платформы, ось Y2 лежит в плоскости платформы и перпендикулярна осям X2 и Z2. На платформе установлен трехстепенный гироскоп 3 (на фиг. 2 показан ДНГ). Вектор кинетического момента гироскопа параллелен оси Y2 платформы, а взаимно перпендикулярные оси датчиков момента 4 (ДМ2Z), 5 (ДМ2X) гироскопа и взаимно перпендикулярные оси датчиков угла 6 (ДУгб2Z), 7 (ДУгб2X) гироскопа параллельны осям X2 и Z2 платформы. (Здесь и далее при упоминании элементов схемы в скобках указываются обозначения входных/выходных величин. При этом все то, что относится к элементам двухосного подвеса, помечается цифрой 2, а трехосного – цифрой 3). На платформе установлен также акселерометр 8 (W2Y), ось чувствительности которого параллельна оси Y2 платформы. На цапфе платформы установлен двигатель стабилизации 9 (ДС2X) вокруг оси X2 платформы. На цапфе наружной вертикальной рамки карданова подвеса установлены двигатель стабилизации 10 (ДС2Z) вокруг вертикальной оси Z2 платформы и датчик угла 11 (ДУ2Z).

Гироскопическая система включает также блок управления и выработки навигационных параметров 12 и еще одну гироплатформу 13, помещенную во внешний трехосный карданов подвес. Оба карданова подвеса установлены на одном жестком основании 14. Ось Y3 этой платформы совпадает с осью подшипников промежуточной горизонтальной рамки карданова подвеса, ось Z3 платформы перпендикулярна плоскости платформы, ось X3 лежит в плоскости платформы и перпендикулярна осям Y3 и Z3. На платформе установлены трехстепенный гироскоп 15 (на фиг. 2 показан ДНГ) с двумя датчиками угла 16 (ДУгб3Y), 17 (ДУгб3X), двумя датчиками момента 18 (ДМ3Y), 19 (ДМ3X) и два акселерометра 20 (W3X), 21 (W3Y). Вектор кинетического момента гироскопа параллелен оси Z3 платформы. Взаимно ортогональные оси датчиков момента 18, 19 гироскопа, взаимно ортогональные оси датчиков угла 16, 17 гироскопа и оси чувствительности акселерометров 20, 21 параллельны осям X3 и Y3 платформы. На цапфах платформы установлены двигатель стабилизации 22 (ДС3Y) и датчик угла 23 (ДУ3Y). На цапфах промежуточного горизонтального кольца 24 установлены двигатель стабилизации 25 (ДС3X) вокруг оси X3 платформы и датчик угла 26 (ДУ3X). На цапфе внешней вертикальной рамки карданова подвеса 27 установлены двигатель стабилизации 28 (ДС3Z) вокруг оси Z3 платформы и датчик угла 29 (ДУ3Z). Выходы четырех датчиков угла гироскопов 6, 7, 16, 17, трех акселерометров 8, 20, 21 и четырех датчиков угла 11, 23, 26, 29, установленных по осям кардановых подвесов, соединены с одиннадцатью входами блока управления и выработки навигационных параметров, девять выходов которого соединены с входами четырех датчиков момента гироскопов 4, 5, 18, 19 и пяти двигателей стабилизации 9, 10, 22, 25, 28, установленных по осям кардановых подвесов.

Блок управления и выработки навигационных параметров реализован в ЦВМ и включает в свой состав стандартные устройства ввода/вывода и стандартный канал связи, например RS-232, для выдачи выработанных навигационных параметров потребителям.

В блоке управления и выработки навигационных параметров реализуются решения уравнений, обеспечивающих работу цепей стабилизации гироплатформ, управление датчиками момента гироскопов и вычисление всей номенклатуры навигационных параметров.

Уравнения, обеспечивающие работу цепей стабилизации гироплатформ, имеют вид
ДС2X = ДУ2XF1(s);
ДС2Y = ДУ2YF2(s);
ДС3X = ДУ3XF3(s); (1)
ДС3Y = ДУ3YF4(s);
ДС3Z = (ДУ2Z – ДУ3Z + t)F5(s),
где s – оператор Лапласа,
t – текущее время,
F1(s)…F5(s) – передаточные функции, обеспечивающие устойчивость систем стабилизации.

Соотношения (1) обеспечивают параллельность осей Y2 и Z3 гироплатформ кинетическим моментам своих гироскопов и вращение гироплатформы трехосного карданова подвеса вокруг оси Z3 относительно географического трехгранника Дарбу с угловой скоростью .
Уравнения, обеспечивающие управление датчиками момента гироскопа, установленного на гироплатформе, помещенной в двухосный карданов подвес, имеют вид

p2 = -V2Y/R;

= arcsin(cossincos(ДУ2Z)+sinsin(ДУ2Z)); (2)
ДМ2Z = (p2cos-r2sin)m;
ДМ2X = (p2sin+r2cos)m,
где VE_ис – значения широты места, скорости изменения долготы места и восточной составляющей скорости, вычисленные методом инерциального счисления координат по соотношениям (5),
R, U – радиус и модуль угловой скорости вращения Земли,
, – вычисленные по соотношениям (6) значения углов килевой и бортовой качек (крен, тангаж) объекта-носителя,
– угол наклона гироплатформы вокруг оси Y2,
V2Y – относительная скорость в проекции на ось Y2,
r2, p2 – вертикальная и горизонтальная составляющие вектора абсолютной угловой скорости платформы,
m – коэффициент, имеющий размерность [сила тока/угловая скорость].

Управление датчиками момента гироскопа в соответствии с соотношениями (2) обеспечивает избирательность вектора кинетического момента гироскопа относительно плоскости горизонта и направления на север.

На фиг. 3 изображены основные системы координат. Здесь N, E – северная и восточная оси географического трехгранника Дарбу. Ось Y0 – горизонтальная проекция продольной оси объекта-носителя, ось X0 – оси, направленной на правый борт. Оси X2, Y2, X3, Y3 определены выше. Предполагается, что плоскости гироплатформ совпадают с плоскостью местного горизонта.

В дальнейшем предполагается, что в исходном состоянии плоскости гиростабилизированных платформ параллельны плоскости палубы, оси Y2, Y3 параллельны оси Y0, сигналы датчиков углов, расположенных на осях кардановых подвесов, равны нулю. Тогда угол A (см. фиг. 3) в предположении, что плоскости обеих гироплатформ совпадают с плоскостью местного горизонта, может быть вычислен по сигналам с датчиков угла по формуле
A = Arctg((al-a2)/(b1+b2+b3)), (3)
где Arctg(…) – функция, вычисляющая угол с учетом квадранта,
a1 = cos(ДУ2Z)coscos(ДУ3Z);
a2 = cos(ДУ2Z)cossin(ДУ3Z);
b1 = sin(ДУ2Z)cossin(ДУ3Z)cos(ДУ3X);
b2 = cos(ДУ2Z)coscos(ДУ3Z)cos(ДУ2X);
b3 = sinsin(ДУ3X).
Уравнения, обеспечивающие управление датчиками момента гироскопа, установленного на гироплатформе, помещенной в трехосный карданов подвес, имеют вид
WY = W3YcosA – W3XsinA;
WX = W3YsinA + W3XcosA;


p3 = – V3Y/R-Ucos_исsin_ис;
q3 = V3X/R+Ucos_исcos_ис;
ДМ3Y = (p3cosA – q3sinA)m;
ДМ3X = -(p3sinA + q3cosA)m,
где WX, WY, V3X, V3Y – проекции кажущегося ускорения и относительной скорости на оси X2, Y2,
p3, q3 – горизонтальные составляющие абсолютной угловой скорости гироплатформы в проекции на оси X2, Y2.

Управление датчиками момента гироскопа в соответствии с соотношениями (4) обеспечивает избирательность вектора кинетического момента гироскопа (нормали гироплатформы) к направлению отвеса.

Координаты места, составляющие скорости объекта-носителя и угол (см. фиг. 3) могут быть получены по известным формулам инерциального счисления:




_ис = (-r2+(q3cos_ис-p3sin_ис)tg_ис)dt+(0);


где – угол, определенный на фиг. 3,
(0),(0),(0) – начальные значения.

Курс и углы качек обекта-носителя вычисляются по формулам
A1 = Arctg(sin(ДУ3Z)cos(ДУ3Y) + cos(ДУ3Z)sin(ДУ3X)sin(ДУ3Y)/cos(ДУ3Z)cos(ДУ3X)
K = _ис-A-A1;
= arcsin(c1-c2); (6)
= arcsin(c3+c4)/cos,
где A, A1, – углы, определенные на фиг. 3;
c1 = sin(ДУ3Y)sin (ДУ3Z);
c2 = cos(ДУ3Y)sin(ДУ3X)cos(ДУ3Z);
c3 = sin(ДУ3Y)cos(ДУ3X);
c4 = sin(ДУ3Z)sin(ДУ3X)cos(ДУ3Z).

Соотношения (2) – (6) являются замкнутой системой уравнений, обеспечивающей управление гироплатформами и выработку всей номенклатуры навигационных параметров без использования внешней информации.

В заявленном устройстве отсутствует взаимное вибрационное влияние гироскопов, при циркуляции объекта-носителя не меняется взаимная ориентация гироскопов и акселерометров относительно теплового и магнитного полей источников, установленных по осям карданова подвеса, и, следовательно, отсутствует “румбовая” погрешность. В связи с тем, что гироплатформа, заключенная в трехосный карданов подвес, вращается вокруг оси Z3 относительно географического трехгранника Дарбу с угловой скоростью , происходит модуляция проекций дрейфов гироскопа на горизонтальные оси географического трехгранника Дарбу. При выборе значения порядка 1 радиан/час практически полностью устраняется погрешность выходных параметров, вызванных постоянными горизонтными дрейфами гироскопов.

Практическое отсутствие взаимного вибрационного влияния гироскопов, “румбовой” погрешности, а также погрешности из-за постоянных горизонтных дрейфов гироскопов повышает точность заявленной гироскопической навигационной системы в 2-2.5 раза по сравнению с точностью аналога.

Источник информации
1. Технические средства судовождения. Конструкция и эксплуатация. Под редакцией Е.Л. Смирнова. Санкт-Петербург, Элмор, 2000.

Формула изобретения

Гироскопическая навигационная система, включающая гироплатформу, помещенную во внешний двухосный карданов подвес, установленный на жестком основании, причем ось Х платформы совпадает с осью подшипников внешней вертикальной рамки карданова подвеса, ось Z платформы перпендикулярна плоскости платформы, ось Y платформы лежит в плоскости платформы и перпендикулярна осям Х и Z, на платформе установлены трехстепенный гироскоп с двумя датчиками угла и двумя датчиками момента и акселерометр, причем вектор кинетического момента гироскопа параллелен оси Y платформы, взаимно ортогональные оси датчиков момента и взаимно ортогональные оси датчиков угла гироскопа параллельны осям Х и Z платформы, а ось чувствительности акселерометра параллельна оси Y платформы, на цапфе платформы установлен двигатель стабилизации вокруг оси Х платформы, на цапфе наружной вертикальной рамки установлены двигатель стабилизации вокруг оси Z платформы и датчик угла, отличающаяся тем, что в нее дополнительно введены гироплатформа, помещенная во внешний трехосный карданов подвес, установленный на том же основании, и блок управления и выработки навигационных параметров, причем оси Y этой платформы совпадает с осью подшипников промежуточной горизонтальной рамки карданова подвеса, ось Z платформы перпендикулярна плоскости платформы, а ось Х лежит в плоскости платформы и перпендикулярна осям Y и Z, на платформе установлены трехстепенный гироскоп с двумя датчиками угла и двумя датчиками момента и два акселерометра, причем вектор кинетического момента гироскопа параллелелен оси Z платформы, взаимно ортогональные оси датчиков момента и взаимно ортогональные оси датчиков угла гироскопа и оси чувствительности акселерометров параллельны осям Х и Y платформы, на цапфах платформы установлены двигатель стабилизации вокруг оси Y платформы и датчик угла, на цапфах промежуточного горизонтального карданова кольца установлены двигатель стабилизации вокруг оси Х платформы и датчик угла, на цапфе внешней вертикальной рамки карданова подвеса установлены двигатель стабилизации вокруг оси Z платформы и датчик угла, причем выходы четырех датчиков угла гироскопов, трех акселерометров и четырех датчиков угла, установленных по осям кардановых подвесов, соединены с одиннадцатью входами блока управления и выработки навигационных параметров, девять выходов которого соединены с входами четырех датчиков момента гироскопов и пяти двигателей стабилизации, установленных по осям кардановых подвесов.

РИСУНКИ

MM4A Досрочное прекращение действия патента Российской Федерации на изобретение из-за неуплаты в установленный срок пошлины за поддержание патента в силе

Дата прекращения действия патента: 13.10.2003

Извещение опубликовано: 10.02.2005 БИ: 04/2005