Способ выработки навигационных параметров

Изобретение относится к обеспечению навигацией движущихся объектов. Целью изобретения является повышение точностных характеристик вырабатываемых навигационных параметров. Технический эффект достигается тем, что автономно вырабатывают обобщенные координаты системы путем сравнения одноименной информации, вырабатываемой инерциальной системой с линейной коррекцией, и, используя автономно выработанные обобщенные координаты, находят оценки погрешностей выходных параметров, в частности, курса объекта. 2 ил.

 

Изобретение относится к гироскопическому приборостроению и может быть использовано для обеспечения навигации морских, воздушных и наземных объектов.

Известен способ выработки навигационных параметров и вертикали места, включающий измерение составляющих кажущегося ускорения при помощи акселерометров, оси чувствительности которых связаны с гироплатформой, формирование сигналов управления гироплатформой, отработку сформированных сигналов при помощи гироскопа или датчиков абсолютной угловой скорости [1] или включающий измерение составляющих кажущегося ускорения при помощи акселерометров, измерение сигналов гироскопов или датчиков абсолютной угловой скорости, оси чувствительности которых направлены по осям приборного трехгранника, аналитическое решение задачи ориентации путем моделирования работы инерциальной системы [2], выработку навигационных параметров.

Недостатком известных способов являются ограниченные возможности точностных характеристик.

Целью изобретения является повышение точностных характеристик способа.

Технический эффект достигается тем, что автономно вырабатывают обобщенные координаты системы путем сравнения одноименной информации, вырабатываемой инерциальной системой с линейной коррекцией и, используя автономно выработанные обобщенные координаты, находят оценки погрешностей выходных параметров, в частности, курса объекта.

В качестве примера рассмотрим инерциальную систему с линейной коррекцией с двумя идентичными гироплатформами в карданных подвесах, у которых скоростная девиация α связана со значением горизонтальной составляющей абсолютной угловой скорости для одной гироплатформы зависимостью а для другой гироплатформы зависимостью

где n₁; n₂ - параметры системы;

ω₀ - частота Шулера.

На фиг.1 представлена структурная схема системы с одной гироплатформой, где приняты следующие обозначения:

1 - гироплатформа в карданном подвесе, наружная ось которого перпендикулярна плоскости основания;

2 - блок управления гироплатформой и выработки навигационных параметров;

3 - блок управления двигателями стабилизации;

4 - трехстепенной гироскоп;

5, 6 - датчики момента гироскопа;

7, 8 - датчики углов гироскопа;

9, 10, 11 - акселерометры;

12, 13, 14 - двигатели стабилизации;

15 - датчик курса объекта;

16 - стабилизированная в плоскости горизонта платформа инерциальной системы, например, с интегральной коррекцией (ИС);

17, 18 - датчики углов карданного подвеса.

Система содержит гироплатформу 1, блок управления гироплатформой и выработки навигационных параметров 2, на гироплатформе 1 расположен трехстепенной гироскоп 4 с датчиками моментов 5, 6 и датчиками углов 7, 8, акселерометры 9, 10 и 11, оси чувствительности которых ортогональны, выходы акселерометров 9, 10, 11 соединены с блоком управления гироплатформой и выработки выходных параметров 2, выходы которого соединены с датчиками момента гироскопа 5, 6, входы блока управления двигателями стабилизации 3 соединены с выходами датчиков углов 7, 8 гироскопа 4, выходы блока управления двигателями стабилизации 3 соединены с соответствующими двигателями стабилизации.

Гироскопическая навигационная система функционирует следующим образом. Гироплатформа 1 с помощью двигателей стабилизации по сигналам рассогласования датчиков углов гироскопа 7, 8 все время удерживается в одной плоскости с кожухом гироскопа 4. Кожух гироскопа 4 вместе с гироплатформой 1 приводится в положение, наклоненное по отношению к плоскости горизонта на заданный угол скоростной девиации, и удерживается в этом положении с помощью моментов, накладываемых через датчики момента гироскопа 5, 6 по сигналам, специально вырабатываемые в блоке управления гироплатформой 2. Двигатель 12 может работать как следящий двигатель по соответствующим сигналам, вырабатываемым самой инерциальной системой с линейной коррекцией или по сигналу инерциальной системы с интегральной коррекцией 16 или по сигналу от внешних курсоуказателей.

За исходную систему координат примем сопровождающий трехгранник Дарбу E₀N₀ζ₀ (фиг.2). Ось ON₀ направлена по компасному меридиану на север. Ось Оζ₀ - по вертикали вверх. Тогда проекции абсолютной угловой скорости трехгранника E₀N₀ζ₀ на его оси будут 0; ; r. К Проекции ускорения вершины трехгранника E₀N₀ζ₀ на его оси суть -; -rV; g, где g - ускорение силы тяжести.

С гироплатформами свяжем правые системы координат E₁N₁ζ₁ и E₂N₂ζ₂.

Системы координат Е₁N₁ζ₁ и Е₂N₂ζ₂ получим из системы координат E₀N₀ζ₀ последовательными поворотами:

1) вокруг оси ОЕ₀ на углы α₁ и α₂ соответственно,

2) вокруг осей ON₁ и ON₂ на углы β₁ и β₂ соответственно,

3) дополнительно системы координат E₁N₁ζ₁ и E₂N₂ζ₂ поворачиваются вокруг осей Oζ₁ и Oζ₂ соответственно на углы ΔK₁cosα₁ и ΔK₂cosα₂.

Проекции абсолютной угловой скорости трехгранников E₁N₁ζ₁ и E₂N₂ζ₂ на их оси будут:

где Δp₁; Δр₂; Δq₁; Δq₂ - дрейфы гироскопов.

Проекции кажущегося ускорения вершины трехгранников E₁N₁ζ₁ и Е₂N₂ζ₂ на их оси будут:

W_E1=--(rVsinα₁-gcosα₁)β₁+ΔW_E1

W_N1=-(rVcosα₁-gsinα₁)+ΔW_N1

W_ζ1=-gcosα₁+rVsinα₁+ΔW_ζ1

W_N2=-(rVcosα₂-gsinα₂)+ΔW_N2

W_ζ2=-gcosα₂+rVsinα₂+ΔW_ζ2

где ΔW_E1; ΔW_N1; ΔW_ζ1; ΔW_E2; ΔW_N2; ΔW_ζ2 - погрешности соответствующих акселерометров. Полагаем n₁=-n₂=n, тогда:

и .

Выражения для управляющих сигналов гироскопов 1 и 2 определим следующие:

где

;

Тогда уравнения движения (функционирования) двух гиромаятников будут:

Q_E1= Ω_E1упр; - Ω_E2= Ω_Е2упр;

Ω_N1= Ω_N1упр; - Ω_N2= Ω_N2упр.

Введем обозначения

где ; ; ; - обобщенные координаты системы;

характеризует погрешность выработки ;

характеризует погрешность выработки гироплатформами плоскости горизонта;

характеризует ошибку выработки компасного курса для любого заданного параметра "n",

- наблюдаемая обобщенная координата.

В бесплатформенном варианте ИНС при аналитическом решении задачи ориентации замер (β₂-β₁), также как и замер (α₂-α₁), обеспечивается путем оценки отклонения приборной вертикали каждой модели гироплатформы инерциальной системы с линейной коррекцией от направления геоцентрической вертикали инерциальной системы с интегральной коррекцией 16 в виде углов β и α.

Можно показать, что по оценкам углов β₂-β_ис и β₁-β_ис, а также по показаниям акселерометров W_E1, W_E2 и W_Euc возможно обеспечить замер наблюдаемых обобщенных координат и β_ис, где β_ис - ошибка стабилизации гирогоризонта инерциальной системы с интегральной коррекцией, W_Еис - показание соответствующего акселерометра инерциальной системы с интегральной коррекцией.

Источники информации

1. В.А.Беленький - Патент РФ №2000544.

2. А.В.Репников, Г.П.Сачков, А.И.Черноморский - «Гироскопические системы».

Способ выработки навигационных параметров, включающий измерение составляющих кажущегося ускорения при помощи акселерометров, оси чувствительности которых связаны с гироплатформой, формирование сигналов управления гироплатформой, отработку сформированных сигналов при помощи гироскопа или датчиков абсолютной угловой скорости, или включающий измерение составляющих кажущегося ускорения при помощи акселерометров, измерение сигналов гироскопов или датчиков абсолютной угловой скорости, оси чувствительности которых направлены по осям приборного трехгранника, аналитическое решение задачи ориентации путем моделирования работы инерциальной системы, выработку навигационных параметров, отличающийся тем, что сравнивают одноименные сигналы, вырабатываемые инерциальной системой с линейной коррекцией с двумя идентичными гироплатформами или сравнивают одноименные сигналы, вырабатываемые инерциальной системой с линейной коррекцией и другой инерциальной системой, например, инерциальной системой с интегральной коррекцией, на основании указанных сравнений автономно определяют обобщенные координаты системы, используя которые находят оценки погрешностей выходных параметров, в частности курса объекта.