Результат интеллектуальной деятельности: СПОСОБ КОНТРОЛЯ ГИРОСТАБИЛИЗИРОВАННОЙ ПЛАТФОРМЫ

Изобретение относится к навигационной технике и может быть использовано для контроля гиростабилизированных платформ космического назначения в режиме управляемого изменения углового положения гиростабилизированной платформы при заводских и предпусковых испытаниях систем управления ракетоносителей, разгонных блоков, космических и летательных аппаратов.

Известен способ калибровки датчика момента гироскопа [1], основанный на приложении возмущающего момента и определении тока в цепи обмотки датчика с последующим определением передаточной характеристики датчика момента.

Недостатком известного способа является невысокая точность контроля, так как при применении гироскопа в составе гиростабилизированной платформы при управлении платформой путем подачи управляющих сигналов на датчики момента могут возникнуть ошибки управления, то есть неправильное задание требуемого углового положения платформы из-за погрешностей определения передаточных характеристик датчиков момента.

Наиболее близким техническим решением является способ контроля гиростабилизированной платформы [2], в котором управление угловым положением платформы с жестко закрепленными на ней гироскопами и акселерометрами осуществляется путем наложения моментов на оси гироскопов с помощью подачи управляющих сигналов на датчики моментов гироскопов, в результате чего платформа начинает вращаться вокруг осей карданова подвеса платформы. При этом угол поворота платформы вокруг каждой из осей карданова подвеса определяется величинами передаточных характеристик соответствующих датчиков моментов и временем подачи управляющих сигналов, а направление вращения определяется знаком управляющих сигналов. Передаточные характеристики, представляющие собой отношение угловой скорости вращения к времени подачи управляющего сигнала (например, 2°/мин), являются паспортизируемыми параметрами и их конкретные значения заносятся в паспорт (формуляр) гиростабилизируемой платформы. Для реализации требуемых углов поворота гиростабилизированной платформы время подачи управляющих сигналов на датчики моментов рассчитывается в бортовом вычислителе по определенным алгоритмам с использованием паспортных величин передаточных характеристик.

Недостатком известного способа является невысокая точность и достоверность контроля в связи с тем, что при применении гиростабилизированной платформы в составе навигационной системы, в которой управляющие сигналы на датчики моментов гироскопов вырабатываются бортовым вычислителем системы управления, могут возникнуть дополнительные ошибки управления угловым движением гиростабилизированной платформы из-за погрешностей определения передаточных характеристик датчиков момента или ошибок расчета управляющих сигналов.

Техническим результатом изобретения является повышение точности и достоверности контроля гиростабилизированной платформы.

Указанный технический результат достигается тем, что в известном способе контроля гиростабилизированной платформы, включающем начальную выставку гиростабилизированной платформы и определение матрицы расчетной ориентации платформенной системы координат относительно системы координат, связанной с Землей, подачу в датчики моментов гироскопов управляющих сигналов сначала одного, а затем противоположного знака, непрерывное определение фактического углового положения гиростабилизированной платформы при помощи датчиков углов, установленных на осях карданова подвеса, дополнительно одновременно с подачей управляющих сигналов непрерывно определяют матрицу фактической ориентации гиростабилизированной платформы относительно Земли по текущим значениям углов поворота относительно осей карданова подвеса, определяют текущую матрицу фактической ориентации гиростабилизированной платформы с учетом вращения Земли, синхронно с подачей управляющих сигналов на датчики момента гироскопов и определением текущей матрицы фактической ориентации производят расчет текущей матрицы расчетной ориентации с учетом вращения Земли и паспортных значений передаточных характеристик датчиков моментов, путем непрерывного и синхронного сравнения расчетной и фактической матриц ориентации гиростабилизированной платформы

,

,

определяют угловые составляющие погрешностей вращения гиростабилизированной платформы как элементы α₁₂, α₁₃, α₂₃ полученной матрицы α, считают гиростабилизированную платформу прошедшей контроль, если угловые составляющие погрешностей вращения гиростабилизированной платформы не превышают допустимых значений.

Существо способа иллюстрируется чертежом, на котором упрощенно представлена кинематическая схема гиростабилизированной платформы без особенностей конструкции, не требующихся для описания способа, а также функциональная схема бортового вычислителя, реализующая предложенный способ.

Способ контроля гиростабилизированной платформы (ГСП) реализуется следующим образом.

Осуществляют начальную выставку ГСП относительно системы координат, связанной с Землей. При этом используется один из известных способов, например, способ [3]. Результатом выставки является определение в бортовом вычислителе матрицы расчетной ориентации (или таблицы направляющих косинусов в терминологии источника информации) платформенной системы координат ГСП относительно системы координат, связанной с Землей.

В бортовом вычислителе, используя паспортные значения передаточных характеристик датчиков моментов гироскопов, рассчитывают время подачи управляющих сигналов, за которое ГСП займет положение, при котором углы карданова подвеса φ, ψ, ϑ будут иметь значение +20°. Величина угла не имеет принципиального значения, но должна значительно превышать величину погрешности датчиков углов карданова подвеса (обычно не более 10 угл.сек).

Затем подают управляющие сигналы на датчики моментов гироскопов (на чертеже не показаны). ГСП при этом начинает вращаться до заданных значений углов φ, ψ, ϑ, по достижении которых управляющие сигналы снимаются и движение ГСП прекращается.

Одновременно с началом вращения ГСП в бортовом вычислителе непрерывно перерассчитывают ранее определенную при начальной выставке матрицу расчетной ориентации ГСП с учетом вращения Земли и паспортных значений передаточных характеристик датчиков моментов, формируют при этом текущую матрицу расчетной ориентации ГСП .

Синхронно с перерасчетом матрицы непрерывно формируют матрицу фактической ориентации ГСП относительно Земли по текущим значениям углов относительно осей карданова подвеса φ, ψ, ϑ, определяемую по формуле (I):

Далее определяют текущую матрицу фактической ориентации ГСП с учетом вращения Земли по формуле (2):

где - матрица учета вращения Земли;

u - угловая скорость вращения Земли;

φ₀, λ₀ - географические широта и долгота места испытаний;

t - время подачи управляющих сигналов.

Таким образом, как показано на чертеже, в бортовом вычислителе образованы две, изменяющиеся за время подачи управляющих сигналов, матрицы, характеризующие угловое положение ГСП, одна их которых (расчетная) учитывает паспортные значения передаточных характеристик датчиков моментов, другая (фактическая) - их текущие истинные значения.

Для определения погрешностей вращения ГСП непрерывно и синхронно производят сравнение расчетной и фактической матриц ориентации за время подачи управляющих сигналов:

и осуществляют преобразования по формуле (4):

где Т - знак транспонирования матриц.

При этом элементы α₁₂, α₁₃, α₂₃ полученной матрицы α представляют собой угловые составляющие погрешностей вращения ГСП.

Для обеспечения полного контроля при вращении ГСП в другую сторону, т.е. до положения с углами φ, ψ, ϑ, равными -20°, изменяют знаки управляющих сигналов на противоположные.

Далее снова подают управляющие сигналы на датчики моментов гироскопов и по аналогичной методике определяют угловые составляющие погрешностей вращения ГСП при вращении ГСП в другую сторону.

Производят сравнение полученных величин угловых составляющих погрешностей за время подачи управляющих сигналов с их допустимыми значениями, определяемыми исходя из условия выполнения системой управления целевой задачи космического или летательного аппарата. Так, например, для обеспечения вывода космических аппаратов телекоммуникационного назначения эти допустимые значения составляют 6 угловых минут. В этом случае, при получении значений угловых составляющих погрешностей вращения ГСП менее 6 угловых минут, ГСП считается прошедшей контроль с положительными результатами для обеспечения требуемой точности вывода космического аппарата.

Предложенный способ позволяет повысить точность контроля путем приближения условий контроля к условиям эксплуатации, так как контроль осуществляется в составе системы управления. Достоверность и глубина контроля повышается задействованием при контроле всего сквозного тракта управления угловым положением ГСП в составе системы управления, включая формирование и подачу из бортового вычислителя управляющих сигналов сначала с одними знаками, а затем - с противоположными знаками, реализацию движения ГСП и отслеживание угловой ориентации ГСП в алгоритмах бортового вычислителя.

Источники информации

1. Патент SU 991804, 2005, G01C 25/00.

2. О.А. Бабич «Обработка информации в навигационных комплексах», М., Машиностроение, 1991 г., стр.313.

3. В.Д. Андреев «Теория инерциальной навигации. Автономные системы», М., 1966 г., стр.562-567.