Навигационное устройство заданной линии пути

 

Изобретение относится к навигации. Целью изобретения является упрощение устройства . Последнее содержит блок вычисления горизонтальной составляющей угловой скорости вращения Земли 1, интеграторы 2, 4, 11, 21, сумматоры 3, 12, 14, 20, 22,23, масштабный усилитель 5, гироскоп 6, блок вычисления составляющих кориолисового и переносного ускорений 7, задатчик широты 8. коммутаторы 9, 16, 18, 19, 24-26, блок вычисления вертикальной составляющей угловой скорости вращения Земли 10, гироинтегратор 13, задатчик курса 15, задатчик скорости 17, инверторы 27, 28, маятник 29 и пульт управления 30. 2 ил.

СОЮЗ СОВЕТСКИХ

СОЦИАЛИСТИЧЕСКИХ

РЕСПУБЛИК (51)5 G 01 С 23/00

ГОСУДАРСТВЕН1ЫИ КОМИТЕТ

ПО ИЗОБРЕТЕНИЯМ И ОТКРЫТИЯМ

ПРИ ГКНТ СССР

ОПИСАНИЕ ИЗОБРЕТЕНИЯ

К АВТОРСКОМУ СВИДЕТЕЛЬСТВУ (21) 4704044/22 (22) 12.06.89 (46) 23.11.92, Бюл. 3Ф 43 (71) Рижский институт инженеров гражданской авиации (72) П.И.Трифонов-Богданов (56) Денисов В.Г. Навигационное оборудование летательных аппаратов. M.: Оборонгиз, 1963, с, 173-174.

Бромберг П.В. и др. Гироскопические системы, ч. 2. M.: Высшая школа, 1971, с.

102 — 110. (54) НАВИГАЦИОННОЕ УСТРОЙСТВО 3АдАннОЙ линии пути.„.. Ж,„, 1776994 А1 (57) Изобретение относится к навигации.

Целью изобретения является упрощение устройства. Последнее содержит блок вычисления горизонтальной составляющей угловой скорости вращения Земли 1, интеграторы 2, 4, 11, 21, сумматоры 3, 12, 14, 20, 22, 23, масштабный усилитель 5, гироскоп 6, блок вычисления составляющих кориолисового и переносного ускорений 7, задатчик широты 8, коммутаторы 9, 16, 18, 19, 24-2Р, блок вычисления вертикальной составляющей угловой скорости вращения Земли 10, гироинтегратор 13, задатчик курса 15, задатчик скорости 17, инверторы 27, 28, маятник 29 и пульт управления 30. 2 ил.

1776994 отклонения ВС от линии заданного пути.30

Изобретение относится к навигации и может быть использовано в авиации при автономных полетах по заданной траектории относительно земной поверхности, например в сельскохозяйственной авиации для полетов по параллельным линиям (гонам) без использования наземного ориентирующего персонала — сигнальщиков; при автономных полетах вертолетов и самолетов по патрулированию определенной области земной поверхности. Данное навигационное устройство определяет боковое отклонение относительно заданной линии пути, а также угол крена и курса, Известны инерциальные навигационные системы (ИНС), в которых для определения параметров движения воздушного судна (ВС) интегрируется его ускорение. К недостаткам ИНС относится нарастание погрешности системы с течением времени.

Наиболее близким к изобретению по технической сущности является ИНС геометрического типа, содержащая гиростабилизированную платформу с акселерометрами, два интегратора; вычислитель кориолисового и переносного ускорений, а также вычислитель угла поворота платформы с акселерометрами относительно гироплатформы. Для измерения бокового платформа ориентирует ось чувствительности одного акселерометра по боковой оси, перпендикулярной к заданной линии пути.

После двукратного интегрирования сигнала акселерометра определяется величина бокового отклонения от линии заданного пути.

К недостаткам И НС геометрического типа относится большая сложность и стоимость системы.

Целью изобретения является упрощение устройства и снижение его массогабаритных характеристик.

Цель достигается тем, что навигационное устройство заданной линии пути, содержащее трехстепенной гироскоп, первый и второй интеграторы, блок вычисления составляющих кориолисового и переносного ускорений, блок вычисления горизонтальной составляющей угловой скорости вращения Земли, снабжено дополнительно гироинтегратором с цепочкой стабилизации оси чувствительности гироинтегратора, состоящей из сумматоров сигналов с внутренних рамок свободного гироскопа и гироинтегратора, сигнала вычислителя угла, а также с корректирующей цепочкой выходного сигнала гироинтегратора, состоящей из сумматора сигналов с внешних рамок свободного гироскопа и гироинтегратора.

На фиг. 1 представлена структурная схема навигационного устройства заданной линии пути; на фиг, 2 — его функциональная схема.

Навигационное устройство заданной линии пути включает в себя последовательно соединенные блок вычисления горизонтальной составляющей угловой скорости вращения Земли 1, первый интегратор 2, первый сумматор 3, последовательно соединенные второй интегратор 4 и масштабный усилитель 5, гироскоп 6 и блок вычисления составляющих кориолисового и переносного ускорений 7, последовательно соединенные задатчик широты 8, первый коммутатор 9, блок вычисления вертикальной составляющей угловой скорости вращения Земли 10, первый интегратор 11, второй сумматор 12, гироинтегратор 13 и третий сумматор 14, выход которого соединен с информационным входом второго интегратора 4, последовательно соединенные задатчик курса 15 и второй коммутатор 16, выход которого соединен с первыми входами блока вычисления составляющих кориолисового и переносного ускорений 7 и блока вычисления горизонтальной составляющей угловой скорости вращения Земли 1, последовательно соединенные задатчик скорости

17 и третий коммутатор 18, последовательно соединенные четвертый коммутатор 19 и четвертый сумматор 20, выход которого соединен с первым входом гироскопа 6, последовательно соединенные второй интегратор 21, пятый сумматор 22, шестой сумматор 23 и.пятый коммутатор 24, выход которого соединен с вторым входом гироскопа 6, а также шестой 25 и седьмой 26 коммутаторы, инверторы 27, 28, маятник 29 и пульт управления 30. Второй выход гироинтегратора 13 соединен через инвертор 27 с вторым входом шестого сумматора 23, выход которого через шестой коммутатор 25 соединен с вторым входом гироинтегратора

13. Первый выход гироскопа 6 соединен через инвертор 28 с вторым входом третьего сумматора 14, соединенного с входом второго интегратора 4. Выход блока вычисления вертикальной составляющей угловой скорости вращения Земли 10 соединен так-же с вторым входом четвертого сумматора

20. Выход первого коммутатора 9 соединен с третьим входом блока вычисления составляющих кориолисового и переносного ускорений 7 и вторым входом блока вычисления горизонтальной составляющей угловой скорости вращения Земли 1, Выходы с первого по девятый пульта управления соединены соответственно с обнуляющими входами первого 2 и второго 4 интеграторов и управ1776994

15

55 ляющими входами коммутаторов 9, 16, 18, 19. 24 — 26.

Навигационное устройство заданной линии пути работает следующим образом.

Режим начальной выставки осуществляется в два этапа: на земле перед стартом и в полете перед выходом ВС на заданную линию пути. Задачей режима начальной выставки перед стартом является установление оси С1 чувствительности гироинтегратора 13 и оси С2 вращения ротора гироскопа в плоскость местного горизонта, Задачей режима начальной выставки в полете перед выходом ВС на заданную линию пути является ориентация оси С1 чувствительности гироинтегратора 13 и оси Сг гироскопа по направлению, перпендикулярному заданной линии пути. Оси С1 и В1 гироинтегратора 13 1Г {фиг. 2) и оси Cz и В2 гироскопа 6 2Г должны быть ориентированы по осям заданной земной системы координат. Оси С1 и С2 должны быть параллельны боковой оси, Оси В1 и Вг должны быть параллельны продольной оси ЛА (вдоль которой должно двигаться ВС).

В режиме начальной выставки на земле перед стартом, когда ВС неподвижно, ось чувствительности гь,роинтегратора ВС1 (фиг, 2) будет расположена в плоскости местного горизонта, так как она (ось С1) перпендикулярна подвесу маятника 29, который устанавливается по вертикали. Выставка оси Сг задающего гироскопа 6 в плоскость местного горизонта осуществляется специальной следящей цепочкой (фиг. 1), датчиком которой является датчик угла, установленный на оси внутренней рамки гироинтегратора 13. Выходной сигнал с сельсина-датчика через инвертор 27 поступает на сумматор 23, куда приходит также и сигнал с угла внутренней рамки гироскопа

13 (через сумматор 29). На входе сумматора

22 в режиме начальной выставки отсутствует второй сигнал (с инвертора 21), так как работают обнуляющие входы интеграторов

2 и 4. Выходной сигнал сумматора 23, равный разности сигналов с датчиков углов внутренних рамок гироинтегратора 13 и гироскопа б, подается на датчик момента внешней рамки гироскопа б, Гироскоп 6 будет прецессировать по оси внутренней рамки до тех пор, пока сигналы с датчиков углов не станут одинаковыми, т.е, пока ось Cg гироскопа не расположится в плоскости местного горизонта, как и ось С1, По окончании режима начальной выставки на земле цепочка сумматор 23 — датчик момента разрывается.

В режиме начальной выставки в полете перед выходом ВС на заданную линию пути осуществляется ориентация осей С1 и S> гироинтегратора 13 и осей С2, 82 гироскопа

6 по направлению путем "привязки" этих осей к связанной системе координат ВС.

Оси Ci u Cz должны быть параллельны боковой оси Z ВС. Оси 81 и Bz должны быть параллельны продольной оси Х ВС. Летчик должен направить полет ВС таким образом, чтобы продольная ось Х ВС совпадала с земной продольной осью е, направленной вдоль заданной линии пути (например, летчик может визуально ориентироваться по кромке обрабатываемого поля). Тогда после окончания режима начальной выставки ocb чувствительности С1 гироинтегратора 13 и ось Сг гироскопа 6 будут направлены перпендикулярно заданной линии пути.

Для ориентации осей гироинтегратора

13 (фиг. 1) и гироскопа 6 по осям связанной системы координат ВС организуются две одинаковые управляющие цепочки — от датчика угла внешней рамки к датчику моментов внутренней рамки.

В режиме начальной выставки по направлению на сумматоры 12 и 20 сигналы с блоков 7 и 10 не подаются. По окончании режима начальной выставки по направлению цепочки датчик -датчик момента и датчик угла — датчик момента разрываются.

В рабочий режим навигационное устройство заданной линии пути переходит только после окончания режима начальной выставки, Для получения путевой скорости полета на датчик момента внутренней рамки гироинтегратора 13 подается корректирующий сигнал, пропорциональный сумме составляющих кориолисового и переносного ускорений по боковой оси. Кроме того, на датчик момента подается сигнал, пропорциональный вертикальной составляющей угловой скорости вращения Земли. Тогда на датчике угла внешней рамки гироинтегратора 13 будет вырабатываться информация об ортодромическом курсе ВС. Корректирующие сигналы, подаваемые (фиг. 1) на датчик момента внутренней рамки гироинтегратора 13, вырабатываются в вычислителе кориолисового и переносного ускорений 7 и блоке вычисления вертикальной составляющей угловой скорости вращения Земли 10.

Чтобы определить пройденное боковое расстояние, необходимо на интегратор 4 подавать сигнал, соответствующий только путевой скорости полета, с датчика углов внешней рамки, а кроме того, скомпенсировать составляющую сигнала, соответствующую курсу. Это осуществляется в сумматоре выходных сигналов 14. На первый вход сумматора выходных сигналов 14 подается сигнал с датчика угла гироинтегратора 13. На

1776994 второй вход сумматора 14 подается через инвертор 28 сигнал с датчика угла, установленного на оси внешней рамки гироскопа 6.

Выходной сигнал датчика угла пропорционален ортодромическому курсу ВС, так как на датчик момента внутренней рамки гироскопа 6 подается сигнал с вычислителя 12 (Нг ьЪ» = Н Я sin p).

После интегрирования выходного сигнала сумматора 14 на интеграторе 4 определяется пройденное расстояние относительно земной поверхности по боковой оси.

Формула изобретения

Навигационное устройство заданной линии пути. включающее в себя последовательно соединенные блок вычисления горизонтальной составляющей угловой скорости вращения Земли, первый интегратор и первый сумматор, последовательно соединенные второй интегратор и масштабный усилитель, выход которого соединен с вторым входом первого сумматора, а также гироскоп и блок вычисления составляющих кориолисового и переносного ускорений, отлича ющееся тем,что,сцелью упрощения устройства, в него дополнительно включены последовательно соединенные задатчик широты, первый коммутатор, блок вычисления вертикальной составляющей угловой скорости вращения Земли, третий интегратор, второй сумматор, гороинтегратор и третий сумматор, выход которого соединен с информационным входом второго интегратора, последовательно соединенные задатчик курса и второй коммутатор, выход которого соединен с первыми входами блока вычисления составляющих кориолисового и переносного ускорений и блока вычисления горизонтальной составляющей угловой скорости вращения Земли, последовательно соединенные задатчик скорости и третий коммутатор, выход кото5

40 рого соединен с вторым входом блока вычисления составляющих кориолисового и переносного ускорений, выход которого соединен с вторым входом второго сумматора, последовательно соединенные четвертый коммутатор и четвертый сумматор, выход которого соединен с первым входом гироскопа, первый выход которого соединен с информационным входом четвертого коммутатора, последовательно соединенные второй интегратор, пятый сумматор, шестой сумматор и пятый коммутатор, выход которого соединен с вторым входом гироскопа, второй выход которого соединен с вторым входом пятого сумматора. а также шестой и седьмой коммутаторы, третий и четвертый интеграторы, маятник и пульт управления, причем второй выход гироинтегратора соединен через третий интегратор с вторым входом шестого сумматора, выход которого через шестой коммутатор соединен с вторым входом гироинтегратора, первый выход гироинтегратора соединен через седьмой коммутатор с третьим входом второго сумматора, первый выход гироскопа соединен через четвертый интегратор с вторым входом третьего сумматора, выход первого сумматора соединен с входом второго интегратора, выход блока вычисления вертикальной составляющей угловой скорости вращения Земли соединен также с вторым входом четвертого сумматора, выход первого коммутатора соединен также с третьим входом блока вычисления составляющих кориолисового и переносного ускорений и вторым входом блока вычисления горизонтальной составляющей угловой скорости вращения Земли, с первого по девятый выходы пульта управления соединены соответственно с обнуляющими входами первого и второго интеграторов и управляющими входами первого — седьмого коммутаторов.

1776994

Составитель С. Фирсов

Редактор Г. Бельская Техред М.Моргентал Корректор М. Демчи«

Заказ 4115 Тираж Подписное

ВНИИПИ Государственного комитета по изобретениям и открытиям при ГКНТ СССР

113035, Москва, Ж-35, Раушская наб., 4/5

Производственно-издательский комбинат "Патент", r. Ужгород, ул,Гагарина, 101