Способ определения погрешностей инерциальных измерительных приборов при испытаниях на ударные и вибрационные воздействия



Способ определения погрешностей инерциальных измерительных приборов при испытаниях на ударные и вибрационные воздействия
Способ определения погрешностей инерциальных измерительных приборов при испытаниях на ударные и вибрационные воздействия
Способ определения погрешностей инерциальных измерительных приборов при испытаниях на ударные и вибрационные воздействия
Способ определения погрешностей инерциальных измерительных приборов при испытаниях на ударные и вибрационные воздействия
Способ определения погрешностей инерциальных измерительных приборов при испытаниях на ударные и вибрационные воздействия
Способ определения погрешностей инерциальных измерительных приборов при испытаниях на ударные и вибрационные воздействия
Способ определения погрешностей инерциальных измерительных приборов при испытаниях на ударные и вибрационные воздействия
Способ определения погрешностей инерциальных измерительных приборов при испытаниях на ударные и вибрационные воздействия
Способ определения погрешностей инерциальных измерительных приборов при испытаниях на ударные и вибрационные воздействия
Способ определения погрешностей инерциальных измерительных приборов при испытаниях на ударные и вибрационные воздействия
Способ определения погрешностей инерциальных измерительных приборов при испытаниях на ударные и вибрационные воздействия
Способ определения погрешностей инерциальных измерительных приборов при испытаниях на ударные и вибрационные воздействия
Способ определения погрешностей инерциальных измерительных приборов при испытаниях на ударные и вибрационные воздействия
Способ определения погрешностей инерциальных измерительных приборов при испытаниях на ударные и вибрационные воздействия
Способ определения погрешностей инерциальных измерительных приборов при испытаниях на ударные и вибрационные воздействия
Способ определения погрешностей инерциальных измерительных приборов при испытаниях на ударные и вибрационные воздействия
Способ определения погрешностей инерциальных измерительных приборов при испытаниях на ударные и вибрационные воздействия
Способ определения погрешностей инерциальных измерительных приборов при испытаниях на ударные и вибрационные воздействия
Способ определения погрешностей инерциальных измерительных приборов при испытаниях на ударные и вибрационные воздействия
Способ определения погрешностей инерциальных измерительных приборов при испытаниях на ударные и вибрационные воздействия
Способ определения погрешностей инерциальных измерительных приборов при испытаниях на ударные и вибрационные воздействия
Способ определения погрешностей инерциальных измерительных приборов при испытаниях на ударные и вибрационные воздействия
Способ определения погрешностей инерциальных измерительных приборов при испытаниях на ударные и вибрационные воздействия
Способ определения погрешностей инерциальных измерительных приборов при испытаниях на ударные и вибрационные воздействия
Способ определения погрешностей инерциальных измерительных приборов при испытаниях на ударные и вибрационные воздействия
Способ определения погрешностей инерциальных измерительных приборов при испытаниях на ударные и вибрационные воздействия
Способ определения погрешностей инерциальных измерительных приборов при испытаниях на ударные и вибрационные воздействия
Способ определения погрешностей инерциальных измерительных приборов при испытаниях на ударные и вибрационные воздействия
Способ определения погрешностей инерциальных измерительных приборов при испытаниях на ударные и вибрационные воздействия
Способ определения погрешностей инерциальных измерительных приборов при испытаниях на ударные и вибрационные воздействия
Способ определения погрешностей инерциальных измерительных приборов при испытаниях на ударные и вибрационные воздействия
Способ определения погрешностей инерциальных измерительных приборов при испытаниях на ударные и вибрационные воздействия
Способ определения погрешностей инерциальных измерительных приборов при испытаниях на ударные и вибрационные воздействия

 


Владельцы патента RU 2545489:

Открытое акционерное общество "Научно-исследовательский институт "Полюс" им. М.Ф. Стельмаха" (RU)

Изобретение относится к измерительной технике и может быть использовано для определения погрешностей инерциальных измерительных приборов, в частности лазерных гироскопов и маятниковых акселерометров, при стендовых испытаниях на ударные и вибрационные воздействия. Технический результат - повышение точности. Для этого измерение показаний инерциальных измерительных приборов производят в три этапа с одинаковой продолжительностью по времени при различной для каждого из этапов пространственной ориентации инерциальных измерительных приборов, причем на первом этапе производят измерение показаний инерциальных измерительных приборов для определения начальной ориентации и интегрирования уравнения навигации, на втором этапе производят измерение показаний инерциальных измерительных приборов для интегрирования уравнений навигации, когда инерциальные измерительные приборы подвергают ударным и/или вибрационным воздействиям, а на третьем этапе производят измерение показаний инерциальных измерительных приборов для начальной ориентации и интегрирования уравнения навигации после ударных и/или вибрационных воздействий. 10 ил.

 

Изобретение относится к измерительной технике и может быть использовано для определения погрешностей инерциальных измерительных приборов, в частности лазерных гироскопов и маятниковых акселерометров, при стендовых испытаниях на ударные и вибрационные воздействия.

Известен способ измерения [RU 2366961 C1, G01P 15/13, 10.09.2009], заключающийся в том, что ускорение преобразуют в отклонение подвижной системы акселерометра с последующим преобразованием отклонения в электрический сигнал, его усиливают и преобразуют в последовательность временных интервалов, сформированных с помощью источника стабилизированного тока и элементов нелинейного звена в виде широтно-модулированного сигнала, который преобразуют в момент импульсной отрицательной обратной связи при помощи датчика момента, а сигналы импульсной отрицательной обратной связи преобразуют в сигнал, модулированный счетными импульсами, поступающими от генератора импульсов стабилизированной частоты fc, с последующим измерением числа счетных импульсов n1i и n2i, которые преобразуют в выходные сигналы акселерометра в виде разности Δni=n1i-n2i, суммы ni=n1i+n2i=fcTi и отношения числа импульсов Ni=Δni/ni, причем величину и знак входного воздействия aвх=ai+Δai, соответствующего измеряемым ускорению ai, и погрешностям Δai, определяют по окончании каждого i-того периода Ti автоколебаний с помощью выходного сигнала и по формуле Ni=Ki(ai+Δai), (i=1--- ∞), где Ki=ml/KдмI0 - коэффициент преобразования входного воздействия, ml - маятниковый момент подвижной системы, Kдм и I0 - коэффициент передачи датчика момента и поступающий от стабилизированного источника ток, величина которого ограничивает диапазон измеряемого ускорения, при этом коэффициент преобразования Ki, погрешность, например смещение нуля Δai=Δa0, их стабильность, определяют при помощи формулы Nik=Kaik(ai+Δa0), градуировочную характеристику и ее нестабильность (нелинейность) при помощи другой формулы Nijaij(aij+Δa0j) определяют заранее и каждую раздельно по результатам калибровки в условиях гравитационного поля Земли при вертикальном и горизонтальном положениях измерительной оси акселерометра, причем измерения каждой технической характеристики выполняют на интервале времени сотен периодов автоколебаний, чтобы применить статистическую обработку и фильтрацию результатов измерений, которые используют при измерении ускорения, причем на основе заданного значения линейности градуировочной характеристики, полученного и паспортизованного в результате калибровки акселерометра на заводе-изготовителе в условиях его прецизионного оборудования и заданного диапазона измеряемого ускорения, проводят калибровку акселерометра на том же диапазоне в условиях гравитационного поля Земли при вертикальном положении измерительной оси акселерометра и на интервале времени в несколько сотен периодов автоколебаний путем измерения ускорения известной величины, при этом коэффициент преобразования, погрешность смещения нуля и их стабильность, соответствующие заданному диапазону измеряемого ускорения определяют одновременно при коротком по времени однократном измерении двух известных величин входного ускорения, соответствующих границам заданного диапазона aвх1=+amax+Δa0 и aвх2=+amax+Δa0 с учетом смещения нуля, полученные значения выходных сигналов Nmax1=Ka1(+amax+Δa0), -Nmax2=Ka2(-amax+Δa0) суммируют алгебраически и делят на удвоенное значение ускорения границы заданного диапазона (Nmax1-(-Nmax2))/2amax=Ka, а затем суммируют арифметически и делят пополам (Nmax1+(-Nmax2)/2=KaΔa0, определяют значения: коэффициента преобразования Ka погрешности смещения нуля на выходе ΔN0=KaΔa0 и на входе Δa0=ΔN0/Ka, измеренную погрешность смещения нуля компенсируют алгоритмическим образом до уровня остаточной на выходе ΔΔN0, соответствующей остаточной погрешности смещения нуля ΔΔa0=ΔΔN0/Ka на входе, повторяют измерения ускорения известной величины на границах заданного диапазона вышеуказанным способом с учетом скомпенсированной погрешности смещения нуля и вычисления с использованием полученных значений выходных сигналов ( N max 11 ( N max 22 ) ) / 2 a max = K a * , ( N max 11 + ( N max 22 ) ) / 2 = K a * Δ Δ a 0 * , определяют уточненные стабильное значение коэффициента преобразования K a * , значения погрешностей смещения нуля на выходе Δ Δ N 0 * и на входе Δ Δ a 0 * , стабильность полученных погрешностей вычисляют при помощи отношения измеренных и вычисленных алгебраической и арифметической сумм ( N max 11 + ( N max 22 ) ) / ( N max 11 ( N max 22 ) ) = Δ Δ a 0 * / a max , где Δ Δ a 0 * / a max - относительная величина скомпенсированной погрешности на заданном диапазоне, а представленная в процентах Δ Δ a 0 * 100 % / a max = γ Δ Δ a 0 характеризует стабильность измеренной погрешности, стабильность градуировочной характеристики одновременно, причем при стабильном коэффициенте преобразования K a * = c o n s t , полученные значения запоминают и используют при формировании полетного задания и для измерения ускорения в заданном диапазоне с помощью выходного сигнала устройства и по формуле

N a = K a * ( a i + Δ Δ a i * ) .

Недостатком этого технического решения является относительно узкая область применения, обусловленная невозможностью проведения измерений в условиях механических ударов и вибраций.

Известен также способ [RU 2140059 C1, G01C 21/18, 20.10.1999], включающий получение данных о местоположении и скорости, определение поправок к выходным параметрам инерциальной гироскопической системы выработку корректирующих сигналов и ввод их в инерциальную гироскопическую систему, при этом непрерывно сравнивают измеряемый и измеренный ранее профили рельсовой колеи в продольном направлении, в вертикальной плоскости и по взаимному положению рельсовых нитей в поперечной плоскости, а поправки к выходным параметрам инерциальной навигационной системы определяют при обработке полученных при сравнении результатов с одновременным выделением деформации рельсовой колеи, при этом корректирующие сигналы вводят в инерциальную гироскопическую систему непрерывно.

Недостатком этого технического решения также является относительно узкая область применения, вызванные необходимостью при испытаниях иметь специальную рельсовую колею, а также невозможностью проводить измерения при заданных механических ударах и вибрациях.

Наиболее близким по технической сущности к предложенному является способ [RU 2381511 C1, G01P 21/00, 10.02.2010], включающий определение характеристик унифицированных систем позиционирования на основе микромеханических акселерометров и гироскопов в условиях одновременного воздействия на него динамических в виде линейной перегрузки, или синусоидальной вибрации, или одиночных ударных импульсов, а также температурных испытательных параметров, основанный на том, что воздействие всех динамических параметров задают с помощью одного поворотного стенда, при этом воздействие линейной перегрузки обеспечивают созданием нормального ускорения, величина которого определяется соотношением: aп2·R, где aп - нормальное ускорение, пропорциональное угловой скорости вращения поворотной платформы стенда, ω - угловая скорость вращения поворотной платформы, R - расстояние от оси вращения поворотной платформы до места установки испытуемого прибора, воздействие синусоидальной вибрации обеспечивают созданием тангенциального ускорения, величина которого определяется соотношением: ar=∈·R, где ar - тангенциальное ускорение, пропорциональное угловому ускорению поворотной платформы, ∈_∈(t)=E·sin(2pv·t) - задаваемое угловое ускорение поворотной платформы, R - расстояние от оси вращения поворотной платформы до места установки испытуемого прибора, Е - амплитуда углового ускорения, v - частота углового ускорения, t - время, воздействие кратковременного одиночного ударного импульса обеспечивают созданием углового ускорения поворотной платформы стенда в виде половины периода синусоиды.

Недостатками наиболее близкого технического решения являются его относительно низкая точность, поскольку при определении точностных характеристик устройств не учитываются погрешности, возникающие из-за колебательно-вращательного движения стенда, а также относительно узкая область применения способа, обусловленная тем, что он не позволяет использовать его для определения смещений нулей гироскопов.

Задачей, на решение которой направлено изобретение, является повышение точности определения погрешностей инерциальных измерительных приборов в условиях ударных и вибрационных воздействий.

Требуемый технический результат заключается в повышении точности определения погрешностей инерциальных измерительных приборов при стендовых испытаниях в условиях ударных и вибрационных воздействий путем учета погрешностей, вызванных колебательно-вращательным движением стенда.

Поставленная задача решается, а требуемый технический результат достигается тем, что в способе определения погрешностей инерциальных измерительных приборов (преимущественно гироскопов и акселерометров) при испытаниях на ударные и вибрационные воздействия, основанном на оценке погрешностей измерений по исходным данным, полученным по результатам измерений показаний инерциальных измерительных приборов, согласно предложенному изобретению, измерение показаний инерциальных измерительных приборов производят в три этапа с одинаковой продолжительностью по времени при различной для каждого из этапов пространственной ориентации инерциальных измерительных приборов, причем на первом этапе производят измерение показаний инерциальных измерительных приборов для определения начальной ориентации и интегрирования уравнения навигации, на втором этапе производят измерение показаний инерциальных измерительных приборов для интегрирования уравнений навигации, когда инерциальные измерительные приборы подвергают ударным и/или вибрационным воздействиям, а на третьем этапе производят измерение показаний инерциальных измерительных приборов для начальной ориентации и интегрирования уравнения навигации после ударных и/или вибрационных воздействий, при этом для расчета смещений нулей инерциальных измерительных приборов до ударных воздействий используют величины lx, ly, lz, рассчитанные по уходам координат и углов ориентации относительно начальной матрицы D ˜ 0 на участке T1 для расчета смещений нулей инерциальных измерительных приборов после ударных воздействий используют величины lx, ly, lz, рассчитанные по уходам координат и углов ориентации относительно начальной матрицы D ˜ 3 на участке T3, а для расчета смещений нулей инерциальных измерительных приборов во время ударных воздействий используют величины lx, ly, lz, рассчитанные по уходам координат и углов ориентации относительно начальной матрицы D ˜ 0 , где lx, ly, lz, рассчитывают из соотношений lx=B0xt3+B1xt2, lz=B0zt3+B1zt2, ly=B1yt2, коэффициенты B0x,z, B1x,z, B1y определяют на каждом шаге интегрирования рекуррентной процедурой метода наименьших квадратов, а смещения нулей инерциальных измерительных приборов определяют по соотношениям:

; , ; Δsαz=2·B1z, Δsαy=2·B1y'.

На чертеже представлены:

на фиг.1 - циклограмма проведения измерений показаний приборов;

на фиг.2 - зависимость от времени параметра ориентации α;

на фиг.3 - зависимость от времени параметра ориентации β;

на фиг.4 - зависимость от времени параметра ориентации А;

на фиг.5 - временная зависимость ухода линейной координаты 1x на интервале T1;

на фиг.6 - временная зависимость ухода линейной координаты 1y на интервале T1;

на фиг.7 - временная зависимость ухода линейной координаты 1z на интервале T1;

на фиг.8 - временная зависимость ухода линейной координаты 1x на интервале T13;

на фиг.9 - временная зависимость ухода линейной координаты 1y на интервале T13;

на фиг.10 - временная зависимость ухода линейной координаты 1z на интервале T13.

Способ определения погрешностей инерциальных измерительных приборов при испытаниях на ударные и вибрационные воздействия реализуется и обосновывается следующим образом.

Способ позволяет обеспечить компенсацию колебательно-вращательных движений ударных и вибрационных стендов таким образом, чтобы во время механических воздействий оценивались только реальные погрешности инерциальных измерительных блоков (приборов) (ИИБ), в частности смещения нулей лазерных гироскопов (ЛГ) и маятниковых акселерометров (МА), вследствие ударных и вибрационных воздействий, в то время как кажущиеся погрешности из-за паразитных колебаний и вращений практически исключаются.

Измерения проводятся в раздельном масштабе времени: вначале проводится запись показаний ИИБ (далее исходные данные - ИД) по заданной циклограмме, а затем обработка данных.

Функционирующий ИИБ устанавливается и закрепляется на испытательном стенде.

Измерения проводятся по циклограмме, приведенной на фиг.1. Интервалы Т1, Т2 и T3 выбираются равными. Их оптимальное значение 5 мин. Меньшее значение интервала подвержено искажениям из-за случайного характера ошибок измерений, а увеличение интервала приводит к неоправданному увеличению используемых ресурсов. В интервале Т1=5 мин проводится запись ИД для начальной выставки (определения начальной ориентации) и интегрирования уравнений навигации, в интервале Т2=5 мин проводится запись ИД для интегрирования уравнений навигации, когда ИИБ подвергается ударным или вибрационным воздействиям, в интервале Т3=5 мин проводится запись ИД для повторной выставки ориентации и интегрирования уравнений навигации после ударных воздействий. Запись ИД проводится при трех различных положениях ИИБ, при этом оси связанной с корпусом системы координат (СВСК) ориентируются так, чтобы ось СВСК была ориентирована вертикально вверх, а оси Xp и Zp ориентированы произвольно в плоскости, близкой к горизонтальной.

При необходимости провести испытания ИИБ при ориентации вертикально вверх других осей, производится переприсвоение наименований этих осей так, чтобы в расчетах всегда вверх была направлена ось Yp.

Для проведения расчетов введятся три системы координат.

ИИБ отождествляют с ортогональной декартовой системой координат 0p, Xp, Yp, Zp, жестко связанной с ИИБ (СВСК).

Стенд отождествляют с ортогональной декартовой системой координат 0ст, Xст, Yст, Zст, жестко связанной со стендом - связанная топографическая система координат (СТСК).

Угловые и линейные смещения систем координат СВСК и СТСК определяют относительно геодезической системы координат в данной точке земного сфероида (ГСК), ось Xг которой направлена на Север, ось Yг - вверх по нормали к земному сфероиду, ось Zг - на Восток.

Текущая ориентация СВСК, первоначально совмещенной с ГСК, получается путем трех последовательных поворотов на углы, именуемые параметрами ориентации:

- поворот на угол Az (азимут) вокруг оси Yp СВСК, совпадающей с осью Yг ГСК.

- поворот на угол α (крен) вокруг нового положения оси Xp СВСК.

- поворот на угол β (тангаж) вокруг нового положения оси Zp СВСК.

При таком определении СВСК смена позиций а, б, в означает, что по оси ударных воздействий, ориентированной вдоль оси Yг, выставляются поочередно все ЛГ, а алгоритмы и программы начальной выставки и интегрирования уравнений навигации, полученные для позиции 6, остаются неизменными.

Для неподвижной системы показания МА складываются из проекций вектора ускорения силы тяжести Земли G ¯ и собственных смещений нулей датчиков.

Проекции вектора G ¯ , измеренные первоначально на осях чувствительности ЛГ и приведенные к ортогональным осям СВСК, описываются соотношением

где αxp, yp, zp - показания акселерометров, считываемые с осей СВСК.

D0 - истинная матрица ориентации СВСК относительно ГСК.

G ¯ = [ 0, G ,0 ] T - вектор ускорения силы тяжести Земли, заданный проекциями на оси ГСК.

[cαij] - матрица ориентации осей чувствительности МА относительно СВСК (далее матрица конструктивной привязки акселерометров).

[Δcaij] - матрица погрешности измерения матрицы [cαij].

Δ s a ¯ = [ Δ s a x , Δ s a y , Δ s a z ] T - вектор смещения нулей акселерометров.

Интегрирование уравнений навигации, в пределах данной методики, осуществляется на осях ГСК.

Проекции показаний акселерометров на оси ГСК определяются из (1) соотношениями

где D - текущее значение матрицы ориентации СВСК относительно ГСК, вычисленное по показаниям ЛГ.

В алгоритме интегрирования уравнения ориентации, используемом в данной методике, проекции вектора вращения Земли вычитаются из показаний ЛГ, так что матрица D имеет вид

где - кососимметричная матрица, составленная из смещений нулей Δsqx,y,z

t - текущее время, отсчитываемое от начала интегрирования.

ΔD - кососимметричная матрица, составленная из погрешностей определения параметров ориентации, возникающих при начальной выставке

Погрешности Δβ и Δα определяются соотношениями

;

Из (2) с учетом (3), (4), (5) следует

Расписав (7) в скалярной форме в линейном приближении, получаем

Из (8) с учетом соотношений (6) получаем

Проинтегрировав уравнения (9) дважды, получаем соотношения для

уходов координат lx и lz, обусловленных инструментальными погрешностями ИИБ:

По ИД, полученным в интервале T1, вычисляются усредненные за время T1 показания ЛГ и матрица начальной ориентации D ˜ 0 СВСК относительно ГСК.

Усредненные значения определяются соотношениями:

где P ˜ x , y , z - усредненные за время Tl показания ЛГ;

Px,y,z,i - показания датчиков ЛГ на i-м шаге съема информации;

a ˜ x , y , z - усредненные за время Т1 показания акселерометров;

αx,y,z,i - показания акселерометров на i-м шаге съема информации;

Δt - временной шаг съема информации.

Параметры ориентации Az, α, β вычисляются по алгоритмам:

Матрица ориентации D ˜ 0 через параметры (Az, α, β) определяется в линейном приближении соотношением

По исходным данным, полученным в интервалах T1, T2, T3, и воспользовавшись начальной ориентацией (14), проводят интегрирование уравнений навигации во всем интервале измерений от t=0 до t=T1+T2+T3.

К результатам интегрирования применяют сглаживающий фильтр:

коэффициенты которого B0x,z, B1x,z, B1y определяются на каждом шаге интегрирования рекуррентной процедурой метода наименьших квадратов (МНК).

Из соотношений (10) и (15) следует:

Соотношения (15) и (16) вычисляются в конце каждого временного интервала.

По ИД, полученным в интервале Т3, после интервала ударных воздействий, выполняют повторную выставку ориентации по соотношениям (11)-(14) и определяют матрицу D ˜ 3 .

Для расчета смещений нулей гироскопов и акселерометров до ударных воздействий, во время ударных воздействий и после ударных воздействий используют формулы (15) и (16).

Причем для расчета смещений нулей ЛГ и МА до ударных воздействии используют величины lx, ly, lz, рассчитанные по уходам координат, и углов ориентации относительно начальной матрицы D ˜ 0 участке T1.

Для расчета смещений нулей ЛГ и МА после ударных воздействий используются величины lx, ly, lz, рассчитанные по уходам координат, и углов ориентации относительно начальной матрицы D ˜ 3 на участке Т3.

Для расчета смещений нулей ЛГ и МА во время ударных воздействий используются величины lx, ly, lz, рассчитанные по уходам координат, и углов ориентации относительно начальной матрицы D ˜ 0 на полном участке Т123 за вычетом уходов на участках T1 и Т3.

Все расчеты уходов производятся по модулю.

Экспериментальная проверка способа.

Исходные данные (ИД) при экспериментальной проверке способа записывали с использованием стенда, имеющего разметку для установления ИИБ (СВСК) по известному азимуту А=0,812842 рад.

На фиг.2, 3, 4 приведены графики временной зависимости угловых координат α, β, A, полученных интегрированием уравнения вращения по показаниям датчиков ЛГ. Из графиков видно, что в интервале T2 имеют место угловые смещения координат ИИБ (т.е. СВСК относительно ГСК) по всем трем координатам. Это обусловлено тем, что ИИБ не закреплен жестко на стенде, и поэтому имеют место смещения изделия в момент ударных воздействий.

Вычисленные смещения, приведенные на графиках фиг.2, соответствуют реальным смещениям оптического элемента (ОЭ), оси которого определяют СВСК, относительно своего первоначального положения.

На фиг.5-10 приведены графики временной зависимости уходов линейных координат lx, ly, lz, полученные интегрированием уравнения навигации по показаниям датчиков ЛГ и МА, с последующим использованием математических фильтров (15). На фиг.5-7 приведены графики, полученные по измерениям в интервале на фиг.8-10 по измерениям во всем интервале T123.

Вычисления по соотношениям (16) приводят к результатам на интервале T1:

на интервале T3:

на полном интервале T1+T2+T3:

Результаты, полученные по ИД в интервале Т123, незначительно отличаются от результатов, полученных в интервале T1.

Результаты экспериментальной проверки подтвердили устойчивость способа к поворотам ИИБ в процессе испытаний вокруг любой из осей. Вычисленные ошибки адекватно отражают реальные погрешности гироскопов и акселерометров до, во время и после вибрационных и ударных воздействий.

Способ определения погрешностей инерциальных измерительных приборов при испытаниях на ударные и вибрационные воздействия, основанный на оценке погрешностей измерений по исходным данным, полученным по результатам измерений показаний инерциальных измерительных приборов, отличающийся тем, что измерение показаний инерциальных измерительных приборов производят в три этапа с одинаковой продолжительностью по времени при различной для каждого из этапов пространственной ориентации инерциальных измерительных приборов, причем на первом этапе производят измерение показаний инерциальных измерительных приборов для определения начальной ориентации и интегрирования уравнения навигации, на втором этапе производят измерение показаний инерциальных измерительных приборов для интегрирования уравнений навигации, когда инерциальные измерительные приборы подвергают ударным и/или вибрационным воздействиям, а на третьем этапе производят измерение показаний инерциальных измерительных приборов для начальной ориентации и интегрирования уравнения навигации после ударных и/или вибрационных воздействий, при этом для расчета смещений нулей инерциальных измерительных приборов до ударных воздействий используют величины lx, ly, lz, рассчитанные по уходам координат и углов ориентации относительно начальной матрицы на участке T1, для расчета смещений нулей инерциальных измерительных приборов после ударных воздействий используют величины lx, ly, lz, рассчитанные по уходам координат и углов ориентации относительно начальной матрицы на участке T3, а для расчета смещений нулей инерциальных измерительных приборов во время ударных воздействий используют величины lx, ly, lz, рассчитанные по уходам координат и углов ориентации относительно начальной матрицы , где lx, ly, lz, рассчитывают из соотношений lx=B0xt3+B1xt2, lz=B0zt3+B1zt2, ly=B1yt2, коэффициенты B0x,z, B1x,z, B1y определяют на каждом шаге интегрирования рекуррентной процедурой метода наименьших квадратов, а смещения нулей инерциальных измерительных приборов определяют по соотношениям
; Δsαx=2·B1x, ; Δsαz=2·B1z, Δsαy=2·By'.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к области пьезотехники, а конкретно к измерению параметров пьезоэлектрических акселерометров, вибродатчиков, сейсмодатчиков и других устройств, реагирующих на ускорение (вибрацию).

Изобретение относится к измерительной технике, и может быть использовано для определения параметров кварцевых маятниковых акселерометров. Согласно способу акселерометр располагают в первом положении на подвижном основании, при котором ось чувствительности пластины акселерометра лежит в плоскости горизонта перпендикулярно горизонтальной оси вращения основания, при этом подают калиброванные по уровню и знаку электрические сигналы Uсм на первый вход устройства обратной связи, для каждого сигнала Uсм измеряют сигнал Uвых на выходе и сигнал U с м ∗ смещения на втором входе устройства обратной связи и определяют зависимость Uвых от U с м ∗ , (статическую характеристику акселерометра «выходной сигнал» - «сигнал смещения»), поворачивают основание на малый угол и повторяют указанные действия, затем вычисляют параметры акселерометра.

Изобретение относится к измерительной технике и может быть использовано для определения параметров кварцевых маятниковых акселерометров. Согласно заявленному способу в одну из точек замкнутого контура акселерометра подают синусоидальные, калиброванные сигналы Uг.

Изобретение относится к измерительной технике и может быть использовано для определения динамических характеристик датчиков угловой скорости в условиях воздействия на них статических ускорений.

Изобретение относится к измерительной технике, а точнее к струнным акселерометрам для автономного определения параметров движения летательных аппаратов и может быть использовано при производстве струнных акселерометров.

Изобретение относится к испытательной технике и предназначено для испытаний и градуировок акселерометрических датчиков и другой навигационной аппаратуры, определяющей параметры движения различных по назначению объектов.

Изобретение относится к области измерительной техники, в частности к способам и устройствам для определения чувствительности пьезоэлектрических акселерометров на низких частотах.

Изобретение относится к коррекции систематических ошибок в сенсорном устройстве. Сущность изобретения заключается в том, что производится коррекция систематической ошибки сенсорного устройства, имеющего множества акселерометров, сконфигурированных для измерения ускорения силы тяжести.

Изобретение относится к измерительной технике, а именно к устройствам, предназначенным для установки и предварительной оценки заявленных технических характеристик приборов для измерения угловой скорости и углового положения.

Изобретение относится к области приборостроения бесплатформенных инерциальных систем ориентации и навигации летательных аппаратов, морских и наземных подвижных объектов, внутритрубных инспектирующих снарядов магистральных трубопроводов и других подвижных объектов.

Изобретение относится к калибровке датчика ускорения. Способ калибровки датчика ускорения для определения показателей ускорения транспортного средства содержит этап определения характеристической постоянной для датчика ускорения. При этом устанавливают путем сравнения первого уровня топлива и второго уровня топлива, состоялась ли заправка транспортного средства. Во время заправки определяют упомянутую постоянную, которая служит в качестве нулевого уровня для датчика ускорения. Устройство калибровки датчика ускорения, определяющее характеристическую постоянную для датчика ускорения, содержит средство установления, состоялась ли заправка транспортного средства и средство определения упомянутой постоянной во время заправки. Моторное транспортное средство оснащено упомянутым устройством. Достигается оптимизация калибровки. 3 н. и 13 з.п. ф-лы, 4 ил.

Устройство (12) определения ускорения содержит блок (21) корректировки нулевой точки для корректировки положения нулевой точки значения сигнала (Gsen) датчика, используя величину корректировки (абсолютное значение для значения (Gd) корректировки) на основе ускорения (Gout), когда транспортное средство переходит от остановленного состояния на наклонной дороге к состоянию движения, и блок (20) ограничения величины корректировки для ограничения величины корректировки, тем самым пресекая вычисление избыточной величины корректировки вследствие неровностей поверхности дороги или перемещения пассажира. Достигается улучшение точности корректировки, ограничение величины корректировки или установление предела корректировки. 1 з.п. ф-лы, 10 ил.

Изобретение относится к области сейсмоакустических исследований и касается устройства контроля динамических характеристик сейсмоакустических преобразователей. Устройство включает в себя излучающий элемент, исследуемый сейсмоакустический преобразователь, опорное зеркало, оптический фотоприемник, оптически квантовый генератор и оптическую призму с полупрозрачным зеркалом, расположенным под углом 45° к основанию. Призма расположена между излучающим элементом и исследуемым сейсмоакустическим преобразователем. В качестве излучающего и контролирующего элементов используется пьезокерамическое кольцо, концентрично с которым установлен оптический фотоприемник. Опорное зеркало и оптический фотоприемник акустически развязаны с излучающим элементом и призмой. Технический результат заключается в повышении чувствительности и упрощении конструкции устройства. 1 ил.

Изобретение относится к измерительной технике и может быть использовано для обеспечения взаимозаменяемости пьезоэлектрических вибропреобразователей ускорения (вибродатчиков ускорения), входящих в состав акселерометров или измерительных систем, без дополнительной настройки электронных согласующих элементов акселерометра или измерительных систем. Согласно способу определяют начальное действительное значение коэффициента преобразования акселерометра. Дополнительно увеличивая массу основного инерционного тела вибродатчика ускорения, определяют зависимость действительного значения коэффициента преобразования от дополнительной массы инерционного тела. По известной зависимости определяют значение дополнительной массы, при которой регулируемое действительное значение коэффициента преобразования акселерометра будет соответствовать выбранному номинальному значению. К основному инерционному телу чувствительного элемента вибродатчика прикрепляют на постоянной основе дополнительное инерционное тело с массой, соответствующей выбранному номинальному значению коэффициента преобразования. Технический результат - обеспечение возможности регулировки суммарной реакции на ускорение всех деталей чувствительного элемента вибродатчика ускорения. 1 ил.

Изобретение относится к области пьезотехники и используется для измерения коэффициента преобразования акселерометров методом сравнения с калибровочным акселерометром. Предложен способ измерения коэффициента преобразования пьезокерамических акселерометров, в котором тестовое ускорение, необходимое для измерения коэффициента преобразования, создают в два этапа. Сначала создают ускорение источника вибраций, которым воздействуют на рабочую поверхность, на которой размещены измеряемый и калибровочный акселерометры, а затем используют ее механическую реакцию на это воздействие в качестве тестового ускорения. Технический результат, достигаемый от осуществления заявленного изобретения, заключается в существенном уменьшении зависимости от массогабаритных показателей калибруемых акселерометров. 2 з.п. ф-лы, 3 ил.

Изобретение относится к измерительной технике, а именно к стендам поверочным для градуировки акселерометров с использованием более точных средств измерения. Стенд для градуировки акселерометров содержит тензометрическое устройство с градуируемым акселерометром, тензодатчиками и бойком, и наковальню. Стенд выполнен в виде копра с вертикальными стойками, закрепленными на фундаменте, между которыми установлено с возможностью перемещения тензометрическое устройство в виде двух дисковых оснований, соединенных цилиндрической оболочкой с фланцами, в полости которой установлен цилиндрический шток, один конец которого закреплен в верхнем основании, а другой конец выступает за нижнее основание и снабжен бойком, обращенным к наковальне, установленной на фундаменте, тензодатчики установлены на внешней поверхности центральной части оболочки равномерно по ее окружности, акселерометры установлены на верхней поверхности нижнего основания параллельно штоку. 1 з.п. ф-лы, 4 ил.

Изобретение относится к области измерительной техники, в частности к способам калибровки средств измерений, применяемых на стендах для определения моментов инерции изделий ракетной, авиационной и космической техники. Выходные параметры датчика снимают в двух положениях его установки на стенде для калибровки. Датчик углового ускорения устанавливают на оси подвески маятника, где он испытывает только угловое ускорение, и фиксируют его показания. При этом на расстоянии L от оси вращения на маятнике закреплен динамический аналог датчика. После выполнения измерений датчик и динамический аналог датчика меняют местами и опять фиксируют показания датчика при заданных амплитуде и частоте колебаний. Зная показания датчика при действии только углового ускорения и показания датчика при действии дополнительно линейного ускорения, при проведении измерений на стенде вводят поправки, позволяющие получить действующие значения углового ускорения с высокой точностью. 3 ил.

Изобретение относится к измерительной технике, а именно к измерениям воздушной скорости, и может быть использовано для определения и компенсации погрешности измерения воздушной скорости и определения скорости ветра на высоте полета летательного аппарата. Сущность изобретения по определению и компенсации погрешности измерения истинной воздушной скорости заключается в вычислении воздушной скорости по измерениям спутниковой навигационной системы и по вычисленным значениям составляющих скорости ветра и в сравнении вычисленного значения воздушной скорости с измеренным его значением при помощи измерителя воздушной скорости. По результатам сравнения составляется функционал. Далее путем минимизации функционала, методом Ньютона, рекуррентным способом определяются горизонтальные составляющие скорости ветра и погрешность измерения воздушной скорости с последующей ее компенсацией. Технический результат - повышение точности определения погрешности воздушной скорости. 2 н.п. ф-лы, 3 ил.

Изобретение относится к технике определения параметров движения и к области оценки и компенсации погрешностей измерения углового положения летательного аппарата (ЛА). Устройство определения погрешностей измерения угла атаки и угла скольжения содержит блок измерения угла скольжения, блок измерения угла атаки, измеритель углового положения летательного аппарата, дополнительно включает в себя спутниковую навигационную систему, блок вычисления воздушной скорости, блок формирования функционала, три блока возведения в квадрат, последовательно соединенные первый сумматор, блок извлечения квадратного корня, первый делитель, блок определения арксинуса аргумента, первый умножитель и второй сумматор, последовательно соединенные второй делитель, блок определения арктангенса аргумента, второй умножитель и третий сумматор, последовательно соединенные третий умножитель и четвертый сумматор, последовательно соединенные четвертый умножитель и пятый сумматор, и блок обработки функционала. Технический результат - повышение точности измерения углов атаки и скольжения непосредственно в полете. 5 ил.

Изобретение относится к космической технике и может быть использовано при определении погрешности датчика микроускорений на космическом аппарате (КА). Технический результат - обеспечение тарировки датчика микроускорений в космическом полете. Способ тарировки датчика микроускорений в космическом полете, включает в себя сопоставление измерений с калиброванными значениями и определение погрешностей в измерениях датчика, фиксирование в связанной с космическим аппаратом системе координат вектор определяющий положение датчика микроускорений, измерение угловой скорости космического аппарата и его угловое ускорение определение углового положения и орбиты космического аппарата, по изменению орбиты космического аппарата и определенному его угловому положению оценивают плотность атмосферы ρа на высоте полета космического аппарата и ускорение его торможения, калиброванное значение микроускорения определяют по формуле где: - микроускорение в связанной с космическим аппаратом системе координат; µe - гравитационный параметр Земли; r - расстояние от центра Земли до центра масс космического аппарата; - орт оси орбитальной системы координат, направленной по радиус-вектору космического аппарата; - скорость космического аппарата; с - баллистический коэффициент космического аппарата, и сопоставляя калиброванное значение микроускорения и измеренное значение, определяют погрешность в измерениях датчика микроускорений.
Наверх