Способ контроля гиростабилизированной платформы



Способ контроля гиростабилизированной платформы
Способ контроля гиростабилизированной платформы

 


Владельцы патента RU 2491508:

Федеральное государственное унитарное предприятие Московское опытно-конструкторское бюро "Марс" (ФГУП МОКБ "Марс") (RU)

Изобретение относится к области навигационного приборостроения и может быть использовано для контроля гиростабилизированных платформ космического назначения. Технический результат - повышение точности и достоверности контроля гиростабилизированной платформы. Для этого осуществляют начальную выставку гиростабилизированной платформы, подают в датчики моментов гироскопов управляющие сигналы сначала одного, а затем противоположного знака, непрерывно определяют фактическое угловое положение гиростабилизированной платформы при помощи датчиков углов, установленных на осях карданова подвеса. Одновременно с определением фактического углового положения гиростабилизированной платформы определяют расчетное угловое положение платформы относительно осей карданова подвеса при подаче управляющих сигналов с учетом паспортных значений передаточных характеристик датчиков моментов, после чего путем сравнения фактического и расчетного положений платформы выделяют погрешности управляемого вращения, считают гиростабилизированную платформу прошедшей контроль с положительным результатом, если погрешности управляемого вращения не превышают допустимых значений. 1 ил.

 

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 B ζ F 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 B ζ P с учетом вращения Земли и паспортных значений передаточных характеристик датчиков моментов, путем непрерывного и синхронного сравнения расчетной и фактической матриц ориентации гиростабилизированной платформы

Δ B = B ζ F B ζ P ,

α = 1 2 ( B ζ P Δ B T + Δ B B ζ P T ) ,

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 B ζ P (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 B ζ P .

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

B n F = | cos ϑ  cos ϕ sin ϑ  sinψ sin ϕ sin ϑ  cosψ cos ϑ  sin ϕ sin ϑ  sinψ cos ϕ cos ϕ  sin ϑ cos ϑ  sinψ sin ϕ cos ϑ  cosψ sin ϑ  sin ϕ cos ϑ  sinψ cos ϕ cosψ  sin ϕ sinψ cosψ cos ϕ |    (1 )

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

B ζ F = B n F B ξ n ( ϕ 0 , λ 0 , u , t ) , ( 2 )

где B ξ n ( ϕ 0 , λ 0 , u , t ) - 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:

Δ B = B ζ F B ζ P ( 3 )

и осуществляют преобразования по формуле (4):

α = 1 2 ( B ζ P Δ B T + Δ B B ζ P T ) , ( 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.

Способ контроля гиростабилизированной платформы, включающий 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, отличающийся тем, что 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 B ς F 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 B ς P с учетом вращения Земли и паспортных значений передаточных характеристик датчиков моментов, путем непрерывного и синхронного сравнения расчетной и фактической матриц ориентации гиростабилизированной платформы
Δ B = B ς F B ς P ,
α = 1 2 ( B ς P Δ B T + Δ B B ς P T ) ,
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.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к гироскопической технике, а именно к управляемым гиростабилизаторам с косвенной стабилизацией, работающим на подвижных объектах. .

Изобретение относится к системам автоматического управления и может найти применение для стабилизации поля зрения и управления линией визирования оптических приборов, размещаемых на подвижных объектах.

Изобретение относится к области корректируемых по информации от навигационных спутников гироскопических систем навигации морских объектов. .

Изобретение относится к области приборостроения и может быть использовано для определения азимута, например, в высокоточных системах различного назначения. .

Изобретение относится к управляемым гиростабилизаторам линии визирования, работающим на подвижных объектах и предназначенным для стабилизации оптического изображения.

Изобретение относится к области приборостроения и может найти применение при разработке, изготовлении и эксплуатации самоориентирующихся гироскопических систем курсоуказания и курсокреноуказания.

Изобретение относится к области наведения управляемых снарядов. .

Изобретение относится к способам определения угловых параметров движения крылатых беспилотных летательных аппаратов (далее БЛА) и может быть использовано при управлении БЛА, совершающего маневр с помощью различных режимов полета: рикошетирования, планирования и комбинированного режима.

Изобретение относится к измерительной технике и, в частности к средствам прецизионного измерения курса объекта при контроле погрешности выработки курса системами навигации корабля при нахождении его у причала.

Изобретение относится к электромеханическим исполнительным органам систем ориентации искусственных спутников Земли. .

Азимутальная ориентация платформы трехосного гиростабилизатора по приращениям угла прецессии гироблока относится к области приборостроения и может быть использована для определения азимута, например, в высокоточных системах различного назначения. Технический результат - повышение точности и сокращение времени определения азимута базового направления, связанного с платформой трехосного гиростабилизатора. Для достижения данных целей используется один из гироблоков системы стабилизации гиростабилизированной платформы, при этом горизонтирование платформы относительно одной из осей осуществляется путем отключения акселерометра от датчика моментов гироблока системы стабилизации по этой оси и подключения его к соответствующему двигателю стабилизации через усилитель стабилизации. Перед началом измерений одну из осей, связанных с платформой трехосного гиростабилизатора, грубо приводят по азимуту к меридиану. Одновременно со считыванием информации с широкодиапазонного кодового датчика угла гироблока рассчитываются номинальные значения данного угла в соответствии с уравнением номинального движения, а азимут оси чувствительности гироблока определяют по информационным сигналам, равным разности между номинальными значениями угла прецессии гироблока и соответствующими значениями датчика угла этого гироблока. 1 ил.

Изобретение относится к области приборостроения и может быть использовано для определения азимутального положения платформы трехосного гиростабилизатора, например, в высокоточных навигационных системах различного назначения. Технический результат - расширение функциональных возможностей и повышение точности. Для этого определение азимута осуществляется без связи с заданным базовым направлением на Земле. Перед началом измерений платформа грубо приводится в требуемое положение по азимуту, при этом в датчик моментов азимутального гироблока подается расчетный управляющий сигнал. Азимутальное положение платформы определяется по информации о токах коррекции в датчиках моментов системы точного приведения платформы в горизонт.

Изобретение относится к области гироскопических систем и может быть использовано для определения азимутального положения платформы трехосного гиростабилизатора, например, в высокоточных навигационных системах различного назначения. Предлагаемый способ заключается в том, что корпус одного из гироблоков, вектор кинетического момента которого направлен примерно на запад или на восток, поворачивают относительно платформы трехосного гиростабилизатора в азимуте вслед за поворотом гироскопа к меридиану. Поворот корпуса осуществляется следящей системой, состоящей из шагового двигателя, на вход которого поступают импульсы, частота следования которых пропорциональна сигналу, снимаемому с датчика угла гироблока. Азимут платформы трехосного гиростабилизатора определяется путем обработки информации об угле поворота корпуса гироблока, который пропорционален числу импульсов на входе шагового двигателя.

Способ коррекции дрейфа микромеханического гироскопа, используемого в системе дополненной реальности на движущемся объекте. Изобретение относится к области навигационного приборостроения. Для повышении эффективности пространственной ориентации операторов, управляющих подвижными объектами (автомобилями, водными и воздушными судами) могут применяться системы дополненной реальности в виде наголовных модулей, включающие, в том числе, автономные подсистемы ориентации, обеспечивающие определение трех угловых координат положения линии наблюдения в пространстве. Недостатком подсистем ориентации, выполненных на микромеханических элементах (гироскопах, акселерометрах, магнитометрах) является значительный дрейф данных, особенно по углу рыскания, достигающий нескольких сотен градусов в час. Технический результат предлагаемого изобретения состоит в повышение точности пространственной ориентации посредством микромеханических гироскопов за счет коррекции их дрейфа с помощью данных спутниковой навигационной системы и оптического распознавания маркеров дополненной реальности. Технический результат достигается тем, что по данным бортового приемника спутниковой навигационной системы с помощью метода регрессионного анализа строится трехмерный вектор движения объекта и, при обнаружении участка прямолинейного движения, производится коррекция показаний гироскопа по углам рыскания и тангажа путем приведения их к угловым координатам текущего вектора движения. Для учета положения головы оператора относительно движущегося объекта применяется оптическое распознавание графических маркеров (четких изображений различных геометрических фигур), неподвижно размещенных на объекте в поле зрения видеокамеры, также входящей в наголовный модуль системы дополненной реальности. 1 ил.

Изобретение относится к системам автоматического регулирования, а конкретно к двухосным управляемым гиростабилизаторам оптической линии визирования, работающим на подвижных объектах и предназначенным для стабилизации и наведения линии визирования. Устройство содержит исполнительные двигатели наружной и внутренней рамок, установленные на осях вращения наружной и внутренней рамок, усилители каналов наружной и внутренней рамок, выходы которых соединены с входами исполнительных двигателей наружной и внутренней рамок, выходные валы наружной и внутренней рамок, связанные с выходами исполнительных двигателей наружной и внутренней рамок, электронный преобразователь координат, выходы которого соединены с входами усилителей каналов наружной и внутренней рамок. Дополнительно введены пульт наведения, входы которого связаны с сигналами углов наведения на цель по азимуту и высоте, постоянного угла наклона наружной рамки и угла поворота выходного вала подвеса, а выходы пульта наведения соединены с соответствующими входами электронного преобразователя координат, исполнительный двигатель подвеса, установленный на основании, усилитель канала подвеса, вход которого соединен с выходом пульта наведения, а выход усилителя канала подвеса соединен с входом исполнительного двигателя подвеса. Техническим результатом является повышение точности наведения двухосного гиростабилизатора в подвесе за счет использования электронного преобразователя координат в устройстве наведения.

Изобретение относится к области навигационного приборостроения и может быть использовано для определения положения платформы трехосного гиростабилизатора в азимуте, например, в высокоточных навигационных системах различного назначения. Технический результат - возможность определения азимутального положения гиростабилизированной платформы в условиях азимутальных смещений основания, упрощение конструкции, сокращение времени и повышение точности определения азимутального положения платформы. Для этого измерения производятся в инерциальном режиме функционирования системы стабилизации платформы относительно вертикальной оси. Перед началом измерений платформа грубо устанавливается и удерживается в требуемом исходном положении по азимуту. Азимутальное положение определяется по информации о токах обратной связи и углах поворота штатного гироблока, отключаемого от системы стабилизации и включаемого в режим датчика угловой скорости. Стабилизация и горизонтирование платформы при измерениях осуществляется соответствующим акселерометром, подключенным через усилитель к двигателю стабилизации. 1 з.п. ф-лы.

Изобретение относится к области гироскопических систем и может быть использовано в навигационных системах. Технический результат - расширение функциональных возможностей. Для этого определение азимута производится при введении одного из гироблоков системы стабилизации в компасный режим путем его отключения от штатного канала системы стабилизации, при осуществлении стабилизации и горизонтирования платформы в измененном канале стабилизации с помощью соответствующего акселерометра, отключаемого от датчика моментов гироблока и подключаемого через усилитель к двигателю стабилизации платформы измененного канала, а также при осуществлении режима «памяти» в азимутальном канале. В расчетный момент времени на датчик моментов гироблока подаются управляющие сигналы, возвращающие гироскоп в исходное положение. Определение азимута исходного положения платформы производится по сигналам с датчика угла гироблока и акселерометра. Использование управляющих сигналов дает возможность сократить время измерительного процесса за счет совмещения его с процессом приведения компасного гироскопа в исходное положение при одновременном обеспечении заданной точности определения азимута платформы, а также возможность для ТГС дальнейшего непрерывного функционирования по назначению.

Группа изобретений относится к установке и работе инерционных датчиков, таких как, например, датчики пространственного положения (гироскопы) или датчики движения (акселерометры) на борту транспортного средства. Техническим результатом является уменьшение погрешности измерений. В способе осуществляют калибровку устройства (S) инерционного датчика, установленного в произвольной позиции на борту транспортного средства (V), на основе формирования (200-500) матрицы (R) преобразования, приспособленной преобразовывать реально измеренные данные динамических параметров транспортного средства (V), найденных в локальной системе (x, y, z) координат, в данные, указывающие динамические параметры транспортного средства (V) в системе (X, Y, Z) координат транспортного средства, причем значение каждого элемента матрицы (R) преобразования модифицируют посредством наложения ограничения ортогональности (600) матрицы. 2 н. и 13 з.п. ф-лы, 6 ил.
Наверх