Результат интеллектуальной деятельности: СПОСОБ АВТОНОМНОЙ НАЧАЛЬНОЙ ВЫСТАВКИ СТАБИЛИЗИРОВАННОЙ ПЛАТФОРМЫ ТРЕХОСНОГО ГИРОСТАБИЛИЗАТОРА В ПЛОСКОСТЬ ГОРИЗОНТА И НА ЗАДАННЫЙ АЗИМУТ

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 ОХ_П и OZ_П в плоскость горизонта система приведения отключается и платформа начинает уходить относительно Земли с угловыми скоростями, определяемыми следующими выражениями:

где , , - угловые скорости поворота СП относительно Земли;

ω_д1, ω_д2, ω_д3 - угловые скорости ухода (дрейфа) СП, вызванные вредными моментами по осям прецессии гироскопов;

ω_в и ω_г - вертикальная и горизонтальная составляющие вектора скорости вращения Земли соответственно;

А - азимутальное положение СП.

Измеряя видимые уходы и и зная дрейф ω_д2 и ω_д3 СП вокруг осей ОХ_П и OZ_П, находят азимутальное положение A (например, из третьего выражения (1)):

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 , , , 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 X_ПY_ПZ_П, связанной с осями СП, в плоскость горизонта и на азимут запуска (физическое совмещение со стартовой системой координат X_CY_CZ_C) 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 ОХ_П и OZ_П 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 ОХ_П, OZ_П 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 ОХ_П 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 ОХ_П 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 X_ПY_ПZ_П - приборная система координат (ПСК);

X_KY_KZ_K - 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 (X_ПY_ПZ_П) и стартовой системы координат (X_CY_CZ_C),

где NLE - система координат, связанная с Землей;

А_З - азимут запуска;

ΔA_З - отклонение оси ОХ_П от А_З.

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 OY_K объекта (фиг. 1) направлена вертикально с точностью до установки корпуса на стартовом столе, а оси ОХ_К и OZ_K перпендикулярны OY_K 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 ОХ_П, OZ_П 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 (α_х, α_z) и некомпенсированные скорости поворота (,) относительно осей ОХ_П, OZ_П.

Согласно формулам (3) находят проекции горизонтальной составляющей скорости вращения Земли на ОЧ ГБ тангажа Ω_T и рыскания Ω_Р.

где , - скорости поворота СП относительно осей ОХ_П, OZ_П, реализуемые ДМ ГБ Р и Т соответственно;

ω_дZ ω_дX - независящие составляющие уходов ГБ Т и Р соответственно;

Ω_в - вертикальная составляющая скорости вращения Земли;

K_z, К_х - калибровочные коэффициенты трактов ГБ Т и Р соответственно;

i_z, i_x - токи компенсации, подаваемые на соответствующие ДМ ГБ.

По формулам (4) находят азимут корпуса ТГС А_ТГС.

где Ω_Г - 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 ω_дZ и ГБ Р ω_дХ и калибровочные коэффициенты трактов ДМ ГБ Т K_z и ДМ ГБ Р К_х 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 ОХ_П 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 Ω_Г на оси ОХ_П, OZ_П (, , , ) и угловые скорости по тем же осям (, , , ). Затем по формулам (5) определяются отклонения Δω_дZ, Δω_дХ, ΔK_Z, ΔК_Х параметров от предварительно измеренных

где , - определенные ранее калибровочные коэффициенты.

СП выставляют в горизонт и, вычисляя из и информации датчика угла оси B ТГС текущий азимут A оси ОХ_П, ориентируют ось ОХ_П грубо на азимут запуска А_з. 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)

По информации акселерометров уточняются проекции горизонтальной составляющей скорости вращения Земли на ОЧ ГБ Т и Р по формулам (3). Выполняется пересчет Ω_T, Ω_Р на направления север-юг Ω_N, запад-восток Ω_E по формулам (7)

где А_з - азимут запуска, равный углу NOX_С (фиг. 2).

Далее определяется отклонение оси ОХ_П от А_з по формуле (8)

Для обеспечения равенства текущего азимута оси ОХ_П заданному азимуту А_з выполняется поворот СП (задается соответствующий ток в ДМ ГБ В) относительно оси OY_П на угол ΔА_з и по окончании поворота - удержание СП в заданном положении токами компенсации уходов СП.

Предлагаемый способ предусматривает проведение следующих операций:

1. Грубое приведение осей ОХ_П и OZ_П 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 ОХ_П, OZ_П.

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 ОХ_П 0°, 90°, 180°, 270°, компенсацией уходов СП и проведением измерений в этих положениях.

9. Выставка СП в плоскость горизонта и ориентация оси ОХ_П 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 ОХ_П и OZ_П, 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 ОХ_П 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 ОХ_П 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.