ГИРОГОРИЗОНТКОМПАС

Изобретение относится к системам ориентации и навигации подвижных объектов различного типа, в частности к гирогоризонткомпасам (ГГК), в которых используется измерительная информация, получаемая с датчиков угловых скоростей (ДУС) (волоконно-оптических гироскопов (ВОГ) или ДУС иного типа) и с блока акселерометров.

Известен ГГК с вращением инерциального измерительного модуля (патент РФ №2436046). ГГК содержит измерительный модуль, выполненный в виде триады волоконно-оптических гироскопов, триады акселерометров и бортового вычислителя, причем измерительные оси гироскопов и акселерометров взаимно ортогональны и параллельны друг другу. Для автокомпенсации инструментальных погрешностей чувствительных элементов предусмотрено модуляционное вращение измерительного модуля вокруг оси, перпендикулярной плоскости основания.

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 ДУС одинаковой точности и трех акселерометров, что приводит к усложнению, увеличению массы и габаритов устройства; учитывая, что движение осуществляется по земной поверхности, в большинстве случаев на подвижном объекте отпадает потребность в акселерометре, измеряющем вертикальную составляющую ускорения;

- реализация непрерывного кругового вращения измерительного модуля, включающего триаду ВОГ одинаковой точности и триаду акселерометров, целиком, что в свою очередь приводит к усложнению, увеличению массы и габаритов устройства, снижению его надежности и ресурса за счет постоянной работы устройства вращения и увеличения нагрузки на опоры.

Известный ГГК с вращением инерциального измерительного модуля (патент РФ №2550592) является наиболее близким к заявляемому ГГК и выбран в качестве прототипа. В ГГК по патенту РФ №2550592 снижены требования к точности горизонтальных ДУС, реализован разворот только одного высокоточного ДУС, уменьшен состав акселерометров, исключен скользящий токоподвод неограниченного вращения. ГГК содержит первый гироскоп, установленный на вращающемся валу, причем с вращающимся валом связано электромеханическое исполнительное устройство, первый и второй акселерометры, второй и третий гироскопы, оси которых взаимно ортогональны, бортовой вычислитель, причем входы бортового вычислителя соединены с выходами гироскопов и акселерометров. Бортовой вычислитель содержит блок выработки параметров ориентации, блок вычисления и автокомпенсации погрешности определения азимута, управляющее устройство.

Недостатками известного ГГК по патенту №2550592 являются:

- наличие двух рам подвеса и двух исполнительных устройств, что приводит к усложнению, снижению надежности, увеличению массы и габаритов устройства;

- требование жесткой фиксации или стабильного положения устройства по курсу на момент начальной выставки (гирокомпасирования) в виду отсутствия в процессе гирокомпасирования информации об угловых движениях объекта в азимуте.

Техническими задачами, на которые направлено заявляемое изобретение, являются повышение точности определения азимута при применении в качестве одного из горизонтальных гироскопов ДУС низкой точности путем обеспечения измерения азимута другим горизонтальным высокоточным гироскопом с автокомпенсацией его ошибок за счет его фиксированных поворотов, повышение надежности, упрощение конструкции, а также снижение массы и габаритов и увеличение ресурса путем исключения из состава устройства одной из рам подвеса и одного исполнительного устройства, повышение точности определения азимута при угловых движениях объекта в азимуте за счет жесткого закрепления и использования информации с вертикально ориентированного гироскопа.

Поставленная техническая задача решается тем, что в гирогоризонткомпасе, включающем установленный на вращающемся валу первый гироскоп, ось чувствительности которого перпендикулярна оси вращающегося вала, исполнительное устройство, ротор которого связан с вращающимся валом, первый и второй акселерометры, второй и третий гироскопы, установленные в корпусе гирогоризонткомпаса, оси чувствительности первого и второго акселерометров параллельны основанию гирогоризонткомпаса и взаимно ортогональны, ось чувствительности третьего гироскопа параллельна основанию гирогоризонткомпаса, бортовой вычислитель, содержащий блок выработки углов ориентации, блок вычисления и автокомпенсации погрешности определения азимута, блок управления исполнительным устройством и управляющее устройство, причем входы бортового вычислителя, являющиеся первым, вторым, третьим, четвертым и пятым входами блока выработки углов ориентации, соединены соответственно с выходами первого, второго и третьего гироскопов и выходами первого и второго акселерометров, выход первого гироскопа дополнительно соединен с первым входом блока вычисления и автокомпенсации погрешности определения азимута, выход которого соединен с шестым входом блока выработки углов ориентации и с первым входом блока управления исполнительным устройством, первый выход которого соединен с третьим входом блока вычисления и автокомпенсации погрешности определения азимута, седьмой вход блока выработки углов ориентации соединен со вторым выходом блока управления исполнительным устройством, третий выход которого соединен с входом исполнительного устройства, а второй вход блока управления исполнительным устройством соединен с выходом управляющего устройства, в состав бортового вычислителя введен коммутатор, первый и второй входы которого соединены соответственно с первым и вторым выходами блока выработки углов ориентации, третий вход соединен с четвертым дополнительным выходом блока управления исполнительным устройством, выход коммутатора соединен со вторым входом блока вычисления и автокомпенсации погрешности определения азимута, четвертый дополнительный вход которого соединен с третьим дополнительным выходом блока выработки углов ориентации, при этом с корпусом гирогоризонткомпаса связаны статор исполнительного устройства и вращающийся вал, установленный перпендикулярно основанию гирогоризонткомпаса, а второй гироскоп установлен в корпусе гирогоризонткомпаса осью чувствительности перпендикулярно его основанию.

В предлагаемом устройстве блок выработки углов ориентации выполняет функции блока выработки параметров ориентации, блока преобразования кажущихся ускорений, блока выработки параметров поступательного движения, блока построения вертикали прототипа и в частной реализации содержит указанные блоки, причем входы блока выработки параметров ориентации, соединенные с первым, вторым и третьим входами блока выработки углов ориентации, являются входами для сигналов первого, второго и третьего гироскопов соответственно, входы блока преобразования кажущихся ускорений, соединенные с четвертым и пятым входами блока выработки углов ориентации, - соответственно входами для сигналов первого и второго акселерометров, первый дополнительный вход блока выработки параметров ориентации, соединенный с шестым входом блока выработки углов ориентации, является входом для сигнала с выхода блока вычисления и автокомпенсации погрешности определения азимута, второй дополнительный вход блока выработки параметров ориентации, соединенный с седьмым входом блока выработки углов ориентации, является входом для сигнала со второго выхода блока управления исполнительным устройством, первый и второй выходы блока выработки параметров ориентации, на которые соответственно подаются сигналы о продольном и поперечном наклонах, являются соответственно первым и вторым выходами блока выработки углов ориентации для подключения к первому и второму входам коммутатора, выход блока выработки параметров ориентации, на который подается сигнал о курсе, является третьим выходом блока выработки углов ориентации для подключения к четвертому входу блока вычисления и автокомпенсации погрешности определения азимута.

Изобретение поясняется чертежами, на которых представлены:

фиг. 1 - схема предлагаемого ГГК;

фиг. 2 - схема бортового вычислителя;

фиг. 3 - частная реализация и состав блока выработки углов ориентации бортового вычислителя.

ГГК (фиг. 1) устроен следующим образом. На вращающемся валу закреплен первый (высокоточный) гироскоп 1, параметры которого выбраны исходя из заданной точности начального ориентирования. Первый гироскоп 1 установлен таким образом, что его ось чувствительности перпендикулярна оси вращающегося вала. На оси вращающегося вала установлено исполнительное устройство 2. Ротор исполнительного устройства (электромагнита) 2 связан с вращающимся валом, а статор исполнительного устройства 2 закреплен на корпусе ГГК. Первый гироскоп 1 поворачивается в диапазоне углов ±180° относительно корпуса ГГК вокруг вертикальной оси и подключен к бортовому вычислителю 3 с помощью гибкого токоподвода. В корпусе ГГК установлены первый и второй акселерометры 4 и 5, а так же второй (средней точности) 6, параметры которого выбраны исходя из заданной точности хранения направления, и третий (низкоточный) 7, параметры которого выбраны исходя из заданной точности определения угла наклона, гироскопы. Ось чувствительности второго гироскопа 6 расположена перпендикулярно основанию ГГК, а ось чувствительности третьего гироскопа 7 - параллельно основанию ГГК. Оси чувствительности первого и второго акселерометров 4 и 5 находятся в плоскости основания ГГК, ось чувствительности третьего (низкоточного) гироскопа 7 и второго акселерометра 5 расположены по направлению продольной оси ГГК, совпадающей с продольной осью наземного подвижного объекта, а ось чувствительности первого (высокоточного) гироскопа 1 в режиме хранения направления и первого акселерометра 4 - по направлению поперечной оси ГГК. Сигналы: ω_х - от первого гироскопа 1, ω_z, ω_y - от второго 6 и третьего 7 гироскопов, а _х, a _y - от первого 4 и второго 5 акселерометров, поступают в бортовой вычислитель 3. Сигнал управления U_z из бортового вычислителя 3 поступает на исполнительное устройство 2. В бортовом вычислителе 3 сигналы ω_х, ω_y, ω_z, а _х, a _y поступают на входы 1. 3, 2, 4, 5 блока выработки углов ориентации 8 (фиг. 2). Сигнал ω_x первого гироскопа 1 дополнительно поступает на первый вход блока вычисления и автокомпенсации погрешности определения азимута 9, с выхода которого вычисленный угол азимута α_Kпр или α_K передается в блок выработки углов ориентации 8, а также в блок управления исполнительным устройством 10. Кроме блока выработки углов ориентации 8 и блока управления исполнительным устройством 10 бортовой вычислитель 3 содержит управляющее устройство 11 и коммутатор 12. Сигналы о режиме работы ГГК, вырабатываемые управляющим устройством 11, поступают в блок управления исполнительным устройством 10, который в свою очередь связан с блоком вычисления и автокомпенсации погрешности определения азимута 9 по сигналу k₂, с блоком выработки углов ориентации 8 по сигналу k₁, с исполнительным устройством 2, а также с коммутатором 12 по сигналу k₃. Из блока выработки углов ориентации 8 после коммутатора 12 сигнал либо о продольном θ, либо о поперечном ψ наклоне ГГК, а также сигнал о курсе К с выхода блока выработки углов ориентации 8, поступают в блок вычисления и автокомпенсации погрешности определения азимута 9.

ГКК функционирует следующим образом.

В режиме гирокомпасирования сигнал Режим на выходе управляющего устройства 11 бортового вычислителя 3 устанавливается в состояние «Гирокомпас», по которому блок управления исполнительным устройством 10 переключается на работу в режиме определения азимута (начального ориентирования). С помощью блока управления исполнительным устройством 10 выполняется операция определения варианта ориентирования измерительной оси первого гироскопа 1 относительно направления меридиана. Для этого по сигналу управления U_z исполнительное устройство 2 осуществляет фиксированные повороты вращающегося вала. В результате ось чувствительности первого гироскопа 1 устанавливается таким образом, чтобы она располагалась вдоль поперечной оси ГГК (ось X) и фиксируется в этом положении. От блока управления исполнительным устройством 10 в блок выработки углов ориентации 8 поступает сигнал управления k₁, по которому информация о курсе К, вырабатываемая блоком выработки углов ориентации 8 «замораживается» (имитируется стоянка подвижного объекта), а по сигналу k₂ в блоке вычисления и автокомпенсации погрешности определения азимута 9 производится предварительное измерение угла азимута α_Kпр соответствии с выражением:

где ω_хо - значение угловой скорости, измеренное первым гироскопом 1 в плоскости основания ГГК, Ω_З - угловая скорость вращения Земли; φ - широта места, θ_пг - угол наклона в плоскости оси чувствительности первого гироскопа 1. В качестве угла наклона θ_пг в плоскости оси чувствительности первого гироскопа 1 по сигналу k₃ от блока управления исполнительным устройством 10 в коммутаторе 12 выбирается угол ψ (поперечный угол наклона объекта). Сигнал θ_пг с выхода коммутатора 12 передается в блок вычисления и автокомпенсации погрешности определения азимута 9 для выполнения измерений (1).

Начальное положение оси чувствительности первого гироскопа 1 для вычисления выражения (1) может быть любым (вдоль положительного или отрицательного направления оси X или Y), при этом в качестве угла наклона θ_пг в зависимости от положения оси чувствительности первого гироскопа 1 с помощью коммутатора 12 выбирается угол килевой θ (продольный угол наклона) или угол бортовой ψ качки (поперечный угол наклона), а дополнительный угол поворота оси чувствительности в плоскости основания ГГК учитывается в выражении (1) как добавка, кратная 90°.

Далее по условию близости продольной или поперечной осей ГГК к вычисленному направлению α_Kпр вектора угловой скорости вращения Земли в блоке управления исполнительным устройством 10 выбираются положения оси чувствительности первого гироскопа 1 (вдоль продольной X или поперечной Y осей ГКК) для точного измерения азимута. Первый гироскоп 1 переводится в соответствующее положение в плоскости основания ГГК путем фиксированных разворотов на углы ±90° от исходного положения оси чувствительности и фиксации в указанных положениях вращающегося вала исполнительным устройством 2.

В соответствии с выражением (1) проводятся первый и второй замеры угла азимута, в положениях, отстоящих друг от друга в плоскости основания объекта на 180°, при этом с помощью коммутатора 12 выбираются соответственно угол θ или угол ψ в качестве параметра θ_пг. Значения углов θ или ψ определяются соответственно по сигналам a _y или a _x второго 5 или первого 4 акселерометров в блоке выработки углов ориентации 8 в соответствии с алгоритмами прототипа.

При выполнении замеров в режиме гирокомпасирования возможные колебания объекта по трем осям фиксируются с помощью первого и второго акселерометров 4, 5, первого 1, второго 6 и третьего 7 гироскопов. Информация о колебаниях объекта (курс К, углы килевой θ и бортовой ψ качки), поступает в блок вычисления и автокомпенсации погрешности определения азимута 9, где с использованием указанной информации дополнительно осуществляется компенсация погрешности определения азимута, обусловленная колебаниями объекта.

Замеры, при которых ориентация оси чувствительности первого гироскопа 1 отличается на 180°, по сигналам k₂, поступающим от блока управления исполнительным устройством 10, обрабатываются в блоке вычисления и автокомпенсации погрешности определения азимута 9 бортового вычислителя 3. В двух противоположных положениях горизонтальная составляющая угловой скорости вращения Земли одинакова по модулю и различается по знаку, а систематический дрейф нуля гироскопа (датчика угловой скорости) неизменен как по модулю, так и по знаку, в результате при арифметическом вычитании одного показания гироскопа из другого горизонтальная составляющая скорости вращения Земли удваивается, а дрейф нуля обнуляется. Результирующее значение угла азимута α_K определяется по формуле

где α_K1, α_K2 - значения курса в первом и втором замерах.

Полученное значение угла азимута α_K объекта инвариантно относительно изменения дрейфа нуля первого гироскопа 1, чем достигается увеличение точности начального ориентирования.

В результате применения фиксированных разворотов на углы ±90° от исходного положения оси чувствительности в диапазоне углов ±180°, при автокомпенсации погрешности исключаются неограниченные круговые вращения средства измерения (первого гироскопа 1), что исключает необходимость применения скользящего токоподвода кругового вращения.

При работе ГГК в режиме хранения направления сигнал Режим от управляющего устройства 11 бортового вычислителя 3, устанавливается в состояние «Гироазимут», блок управления исполнительным устройством 10 переключается на работу в режиме хранения направления. По сигналам блока управления исполнительным устройством 10 с помощью исполнительного устройства 2 ось чувствительности первого гироскопа 1 ориентируется вдоль поперечной оси ГГК (ось X) и фиксируется в этом положении. По сигналу от блока управления исполнительным устройством 10 значение угла курса α_K (2) из блока вычисления и автокомпенсации погрешности определения азимута 9 поступает в блок выработки углов ориентации 8, где осуществляется «привязка» вырабатываемого угла курса К к измеренному углу азимута α_K, при этом сигнал k₁, передаваемый от блока управления исполнительным устройством 10 в блок выработки параметров ориентации 8, устанавливается в состояние, разрешающее выработку параметра ориентации подвижного объекта по углу курса K с использованием информации первого 1, второго 6 и третьего 7 гироскопов. Угол курса К и углы наклона θ и ψ объекта определяются по известным выражениям алгоритмов работы БИНС [Основы построения бесплатформенных инерциальных навигационных систем / В.В. Матвеев, В.Я. Распопов / Под общ. ред. д.т.н. В.Я. Распопова. - СПб.: ГНЦ РФ ОАО «Концерн «ЦНИИ «Электроприбор», 2009] (без вертикального канала) в бортовом вычислителе 3 по сигналам об угловой скорости ω_х, ω_y, ω_z, и ускорений а _х, a _y объекта. В виду того, что углы наклона наземного подвижного объекта ограничены, дополнительная ошибка при выработке угла курса К из-за отсутствия третьего акселерометра и применения в горизонтальном канале низкоточного гироскопа при движении носит незначительный характер.

При этом применение вместо трех однотипных высокоточных гироскопов, гироскопов, параметры которых выбираются исходя из основной выполняемой в составе ГГК в режиме гирокомпасирования (на стоянке) и в режиме хранения направления (в движении) функции, является фактором снижения стоимости и размеров устройства при сохранении точности его работы.

Учитывая, что движение наземного подвижного объекта осуществляется по земной поверхности при условии, что максимальные углы наклонов ограничены, отпадает потребность в акселерометре, измеряющем вертикальную составляющую ускорения. При этом дополнительные погрешности определения углов наклонов θ и ψ при ограничении максимальных углов наклонов также ограничены.

В предлагаемом ГГК в качестве первого гироскопа 1 может быть применен высокоточный ВОГ или кольцевой лазерный гироскоп, в качестве второго гироскопа 6 - ВОГ средней точности, твердотельный волновой гироскоп, в качестве третьего гироскопа 7 - микромеханический гироскоп, малогабаритные низкоточные ВОГ или твердотельный волновой гироскоп, в качестве акселерометров 4, 5 - механические маятниковые, на базе микроэлектромеханической системы (МЭМС) и другие типы акселерометров. Функции исполнительного устройства (электромагнита) 2 могут выполнять электромеханические устройства, обеспечивающие фиксированные повороты исполнительной оси в положения, кратные 90° относительно исходного положения. Бортовой вычислитель 3 может представлять собой устройство на базе микропроцессора или микроконтроллера с аналого-цифровыми преобразователями (АЦП) и цифроаналоговыми преобразователями (ЦАП), если первый, второй и третий гироскопы 1, 6, 7, первый и второй акселерометры 4, 5, исполнительное устройство 2 работают с аналоговыми сигналами. Блок выработки углов ориентации 8, блок вычисления и автокомпенсации погрешности определения азимута 9, блок управления исполнительным устройством 10, управляющее устройство 11 и коммутатор 12 представляют собой арифметико-логические и программные устройства, выполненные на базе микропроцессора или микроконтроллера.

В частной реализации блок выработки углов ориентации 8 ГГК содержит (фиг. 3): блок выработки параметров ориентации 13, блок преобразования кажущихся ускорений 14, блок выработки параметров поступательного движения 15, блок построения вертикали 16, причем входы блока выработки параметров ориентации 13, соединенные с первым, вторым и третьим входами блока выработки углов ориентации 8, являются входами для сигналов первого 1, второго 6 и третьего 7 гироскопов, входы блока преобразования кажущихся ускорений 14, соединенные с четвертым и пятым входами блока выработки углов ориентации 8, - входами для сигналов первого и второго акселерометров 4, 5, первый дополнительный вход блока выработки параметров ориентации 13, соединенный с шестым входом блока выработки углов ориентации 8, является входом для сигнала с выхода блока вычисления и автокомпенсации погрешности определения азимута 9, второй дополнительный вход блока выработки параметров ориентации 13, соединенный с седьмым входом блока выработки углов ориентации 8, является входом для сигнала со второго выхода блока управления первым гироскопом 10, выход блока выработки параметров ориентации 13, на который подаются сигналы о продольном и поперечном наклонах θ и ψ, соединен с первым выходом блока выработки углов ориентации 8 для подключения к первому входу коммутатора 12, выход блока выработки параметров ориентации 13, на который подается сигнал о курсе К, соединен со вторым выходом блока выработки углов ориентации 8 для подключения к четвертому входу блока вычисления и автокомпенсации погрешности определения азимута 9, причем a _E, a _N a _h - линейные ускорения объекта в проекции на оси географической системы координат, - матрица перехода от связанной с прибором системы координат к географической системе координат, V_E, V_N, V_h - линейные скорости объекта в проекции на оси географической системы координат, α, β - погрешности построения вертикали места; φ, λ - координаты места, вырабатываемые прибором.

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 высокоточного гироскопа с компенсацией систематической составляющей ошибки (ось чувствительности которого при измерениях ориентируется в плоскости основания ГГК в различных положениях);

- возможность компенсации погрешности самоориентирования, обусловленной колебаниями объекта по трем осям от ветровых нагрузок, хождения экипажа, смещения грунта и др. по сигналам канала построения вертикали и выработки курса на первом, втором и третьем гироскопах и акселерометрах;

- режим хранения азимутального угла с помощью гироскопа средней точности при движении объекта (ось чувствительности которого ориентирована перпендикулярно основанию объекта);

- определение углов наклона объекта на стоянке и при движении объекта;

- повышение надежности, увеличение ресурса, упрощение конструкции, снижение массы, габаритов и стоимости.

При этом конструкция ГГК не содержит систем стабилизации и горизонтирования, датчиков углового положения рам подвеса, характерных для платформенных гиросистем, позволяет вместо нескольких использовать один высокоточный гироскоп и снизить требования к точности гироскопов, сигналы которых используются для хранения направления и определения углов наклонов.

Проведены экспериментальные исследования и моделирование работы ГГК, подтверждающие улучшение характеристик устройства. Так при реализации предлагаемого ГГК, в составе которого в качестве первого гироскопа 1 применяется высокоточный ВОГ фирмы «Оптолинк» ОИУС-1000 со случайным дрейфом 0.01°/час, массой 1 кг, габаритными размерами 150 мм, относительной стоимостью 2.6, в качестве второго гироскопа - среднеточный ВОГ ОИУС-200 той же фирмы со случайным дрейфом 0.2°/час, массой 0.22 кг, габаритными размерами 70 мм и относительной стоимостью 1.0, в качестве третьего гироскопа - низкоточный микромеханический гироскоп со случайным дрейфом 3°/час, массой 0.1 кг, габаритными размерами 40 мм и относительной стоимостью 0.3, в качестве акселерометров - акселерометры АК-15-2 с относительной стоимостью 0.52, точность определения азимута достигает 0.07°·sec(широты) в рабочем диапазоне температур. В соответствии с описанием устройство-прототип для достижения аналогичной точности должно содержать триаду непрерывно вращающихся гироскопов ОИУС-1000 и триаду акселерометров АК-15-2 с соответствующим увеличением стоимости, массы и габаритов.