Способ построения инерциальных демпфированных систем с произвольным периодом, инвариантных по отношению к маневрированию, и устройство для его осуществления



Способ построения инерциальных демпфированных систем с произвольным периодом, инвариантных по отношению к маневрированию, и устройство для его осуществления
Способ построения инерциальных демпфированных систем с произвольным периодом, инвариантных по отношению к маневрированию, и устройство для его осуществления
Способ построения инерциальных демпфированных систем с произвольным периодом, инвариантных по отношению к маневрированию, и устройство для его осуществления

 


Владельцы патента RU 2616087:

Попов Анатолий Борисович (RU)

Группа изобретений относится к способу построения инерциальных демпфированных систем с произвольным периодом, инвариантным по отношению к маневрированию объекта и инерциальной системе. Для построения инерциальных систем вводят внешнюю информацию об углах наклона объекта относительно вертикали, полученную путем двойного интегрирования угловых ускорений и коррекции углов по сигналам датчика эталонного угла. Инерциальная система содержит датчик угловой скорости, акселерометр, датчик угла наклона относительно вертикали, два интегратора, три масштабирующих устройства, регулируемое звено, соединенные определенным образом. Датчик угла наклона относительно вертикали содержит датчик эталонного угла, измеритель текущих углов, суммирующее устройство, устройство сравнения, вычислитель начальных условий, выключатель, соединенные определенным образом. Обеспечивается невозмущаемость инерциальной системы без привлечения внешней информации о линейной скорости объекта. 2 н. и 3 з.п. ф-лы, 2 ил.

 

Изобретение относится к навигационному приборостроению, а именно к инерциальным системам, и предназначено для повышения автономности их работы.

Известна теорема [1] "Для построения демпфированной инерциальной системы с произвольным периодом, инвариантной по отношению к маневрированию объекта, необходимо вводить в нее внешнюю информацию о скорости и координатах объекта и на основе сравнения этой информации с соответствующей информацией, даваемой инерциальной системой, определять углы и угловые скорости вертикали". Известны инерциальные системы (ИНС) [2], в которых для одновременного обеспечения устойчивости (демпфирования) и невозмущаемости кроме сигналов гироскопов - датчиков угловой скорости (ДУС) и акселерометров (АКС) вводится внешняя информация о линейной скорости объекта. Это может быть сигнал от допплеровского измерителя скорости или от лага [3], но чаще всего используют информацию спутниковых навигационных систем (СНС) [4, 5]. При потере сигнала спутника на время его отсутствия систему переводят из устойчивого состояния в состояние - на границе устойчивости [6] или сохраняют неизменными виртуальные эфемериды спутника [7]. Недостатками таких режимов являются переходные процессы в момент переключения и ограничение времени работы из-за появления накапливающихся ошибок.

Известны схемы [1, 2, 3, 4, 5, 6, 7], в которых применены перечисленные способы обеспечения невозмущаемости. В качестве прототипа рассмотрим схему [5, с. 184], реализующую алгоритм инерциальной системы с внешней информацией от СНС. Ее недостатком является потеря автономности объектом при связи со спутником.

Задачей изобретения является разработка способа обеспечения невозмущаемости ИНС без привлечения внешней информации о линейной скорости объекта.

Поставленная задача решается путем введения внешней информации об углах наклона объекта относительно вертикали, причем углы вырабатывают двойным интегрированием угловых ускорений с однократной или периодической коррекцией текущих значений по сигналам датчика эталонного угла.

Инерциальная система, реализующая предложенный способ, содержит датчик угловой скорости, акселерометр, источник внешней информации и замкнутый контур из первого интегратора, второго интегратора и регулируемого звена. Контур имеет четыре входа и два выхода, первые вход и выход совпадают с входом и выходом первого интегратора, вторые вход и выход совпадают с входом и выходом второго интегратора, третий вход совпадает с входом регулируемого звена, четвертый вход расположен между выходом регулируемого звена и первым входом. Источник внешней информации через масштабирующие устройства соединен с третьим и четвертым входами. В отличие от прототипа в предлагаемой системе акселерометр соединен с первым входом, датчик угловой скорости через масштабирующее устройство - вторым входом, а в качестве источника внешней информации введен датчик угла наклона относительно вертикали. Осуществляется перемена мест подключения датчика угловой скорости и акселерометра к замкнутому контуру ИНС, туда, где ДУС обычно стоял, включают АКС, а на место АКСа ставят ДУС, и используется другой источник внешней информации.

Датчик угла наклона состоит из датчика эталонного угла, измерителя текущих углов, суммирующего устройства, устройства сравнения, вычислителя начальных условий и выключателя. Выходом датчика угла наклона является суммирующее устройство, один вход которого соединен с выходом измерителя текущих углов, состоящего из углового акселерометра и соединенных с ним последовательно двух интеграторов. Второй вход суммирующего устройства через выключатель соединен с выходом вычислителя начальных условий, вход которого соединен с выходом устройства сравнения. Входы устройства сравнения подключены к выходам измерителя текущих углов и датчика эталонного угла. Начальные условия формируются с помощью датчика эталонного угла. Это может быть любой измеритель наклонов: уровень, маятник, гировертикаль или гравиметр.

Сущность изобретения поясняется фиг. 1 и фиг. 2. На фиг. 1 отражен принцип реализации способа обеспечения невозмущаемости в соответствии с изобретением. На фиг. 2 приведена схема, полученная путем эквивалентных преобразований принятой за прототип схемы ИНС. На фиг. 1 и фиг. 2 приняты следующие обозначения:

1, 2 - интеграторы с передаточной функцией : 1 - первый интегратор замкнутого контура ИНС, 2 - второй интегратор замкнутого контура ИНС,

3 - регулируемое звено с передаточной функцией ,

4, 5, 6 - масштабирующие устройства,

7, 8, 9, 10 - датчики: 7 - датчик угловой скорости (ДУС), 8 - линейный акселерометр (АКС), 9 - угловой акселерометр (УАК),

10 - датчик эталонного угла,

11, 12 - интеграторы сигналов углового акселерометра,

13 - суммирующее устройство,

14 - устройство сравнения,

15 - вычислитель начальных условий,

16 - выключатель,

ВХ1, ВХ2, ВХЗ, ВХ4 - входы контура ИНС,

ВЫХ1, ВЫХ2 - выходы контура ИНС.

На фиг. 2 также изображены:

17 - спутниковая навигационная система (СНС),

18, 19, 20 - масштабирующие устройства.

Первый интегратор 1, второй интегратор 2 и регулируемое звено 3 соединены в замкнутый контур. Контур имеет четыре входа и два выхода. Вход ВХ1 и выход ВЫХ1 расположены на входе и выходе первого интегратора 1. Вход ВХ2 и выход ВЫХ2 расположены на входе и выходе второго интегратора. Вход ВХ3 расположен на входе регулируемого звена. Вход ВХ4 расположен между выходом регулируемого звена и ВХ1. ВХ2, ВХ3 и ВХ4 соединены с масштабирующими устройствами: ВХ2 - с устройством 4, ВХ3 - с устройством 5, ВХ4 - с устройством 6. На ВХ1 поступает сигнал от линейного акселерометра 8 на фиг.1 или сигнал от ДУСа 7 на фиг. 2. На ВХ2 поступает через масштабирующее устройство 4 сигнал датчика угловой скорости 7 на фиг. 1 или через масштабирующее устройство 18 сигал от АКСа на фиг. 2. На третий и четвертый входы ВХ3 и ВХ4 поступает сигнал от источника внешней информации: через масштабирующие устройства 5 и 6 с суммирующего устройства 13 на фиг. 1 или через масштабирующие устройства 19 и 20 от СНС 17 на фиг. 2. Угловой акселерометр 9, соединенный с двумя последовательно включенными интеграторами 11 и 12, образует измеритель приращений углов. Измеритель приращений соединен с суммирующим устройством 13, второй вход которого подключен к выключателю 16, соединенному с вычислителем начальных условий 15. Вход вычислителя 15 соединен с устройством сравнения углов 14, на которое подаются сигналы с интегратора 12 и датчика эталонного угла 10. На фиг. 1 с ВЫХ1 контура снимается информация о скорости объекта, а с ВЫХ2 - непрерывная информация об углах наклона. На фиг. 2 с ВЫХ1 снимается информация об углах наклона, а с ВЫХ2 - о скорости объекта.

Рассмотрим идеальную работу замкнутого контура, состоящего из первого 1, второго 2 интеграторов и регулируемого звена 3.

Основными измерителями в инерциальных системах являются гироскопы - датчики угловой скорости (ДУС) 7 и акселерометры (АКС) 8. При идеальной работе в условиях движения по поверхности Земли они вырабатывают сигналы, которые можно записать в операторном виде

Где V - линейная скорость по поверхности Земли, α - угол качки.

Проведя замену переменных и масштабирование , получим сигналы

где квадрат постоянной времени М. Шулера.

Проведя другую замену переменных аК=gα и другое масштабирование , получим сигналы

В системе (3) изменим порядок следования уравнений и знак при аизм, в результате получим систему (4) с точностью до обозначений Ω (аК), α (- V), совпадающую с (2), но с другим порядком расположения источников сигналов

Представим сигналы на входах контура в общем виде U1, U2, U3, U4 и запишем полные передаточные функции с четырех входов на два выхода

Рассмотрим контур на фиг. 2, построенный путем эквивалентного преобразования контура ИНС, невозмущаемой за счет введения сигнала СНС, прототипа. Для первого примера примем, что входные сигналы имеют вид U1V, U2V (2), а сигнал СНС отсутствует, то есть U3=U4=0. В этом случае, если в (5) подставить выражения (2), то получим выходные сигналы контура ИНС с короткопериодной гировертикалью, возмущаемой ускорениями pΩ.

Если принять для второго примера, что знаменатель передаточной функции регулируемого звена равен квадрату постоянной времени М. Шулера , то получим ИНС с периодом М. Шулера, на выходе которой разделены сигналы качки и скорости

Для обеспечения того же результата в короткопериодной системе без наложения ограничений на формулу и величину Н, вводят сигнал скорости от СНС

и получают сигналы, идентичные сигналам ИНС с периодом М.Шулера (7)

На схеме фиг. 2 обеспечение невозмущаемости реализуется масштабированием сигнала акселерометра на устройстве 18 с коэффициентом , сигнала СНС 17, поступающего на ВХ3 через устройство 19 с коэффициентом , а - на ВХ4 через устройство 20 с коэффициентом .

На фиг. 1 примем, что входные сигналы контура по ВХ1 и ВХ2 имеют вид (4), то есть ДУС и АКС поменяем местами по сравнению с фиг. 2

С суммирующего устройства 13 поступает сигнал а, а после масштабирования на ВХ3 и ВХ4 поданы сигналы

Подставив эти входные сигналы в (5), получим выходные сигналы короткопериодной невозмущаемой ИНС в виде

Для реализации такой системы масштабирующие устройства 4 и 5 должны иметь коэффициент R, а масштабирующее устройство 6 - коэффициент g.

В качестве независимого датчика угла качки α для получения сигналов (10) используют угловой акселерометр (УАК) 9 с двумя интеграторами 11 и 12, включенными последовательно с ним. Такая схема выработки угла требует знания постоянных интегрирования - начальных условий. Начальные условия вычисляют в блоке 15 при запуске системы. Во время работы периодически, в зависимости от требуемой точности определения координат и качества акселерометра, начальные условия корректируются с интервалом от нескольких часов до нескольких месяцев. Для выработки начальных условий необходимо сигнал с интегратора 12 сравнить с эталонным сигналом датчика 10. В качестве периодически действующего источника эталонного сигнала можно использовать любое угломерное устройство, показания которого в данный момент наиболее достоверны. Это могут быть как простой кренометр или гировертикаль [5, 6], так и абсолютный [8] или относительный гравиметры [9]. Если на объекте нет гравиметра, то начальные условия вводят от не имеющей внешней информации короткопериодной гировертикали при прямолинейном и равномерном движении объекта или от короткопериодной гировертикали, связанной с СНС. При изменении вектора скорости или затенении спутника такие вертикали возмущаются (6), но рассматриваемая ИНС останется инвариантной к маневрированию объекта, то есть другим способом решается задача, рассмотренная в патентах [6,7]. Для объектов с ограниченным временем действия, связь которых с СНС во время работы невозможна или нежелательна, начальные углы наклона вводят один раз перед стартом от командного прибора.

Технический эффект заключается в том, что предложенная инерциальная система не связана с акустическим или электромагнитным излучением, и при ее работе автономность объекта не нарушается.

Источники информации

1. Боднер В.А., Селезнев В.П., Овчаров В.П. К теории инерциальных демпфированных систем с произвольным периодом, инвариантных по отношению к маневрированию объекта. «Изв. АН СССР», ОТН, Энергетика и автоматика, №3, 1959.

2. Ривкин С.С. Теория гироскопических устройств. Ч II. Л.: Судостроение. 1964. С. 468.

3. Андреев В.Д. Теория инерциальной навигации. М.: Наука. 1967.

4. Игнатьев С.В. Гирогоризонткомпас на волоконно-оптических гироскопах с вращением блока чувствительных элементов. // Гироскопия и навигация. - 2001. №3.

5. Дзюба А.Н., Старосельцев Л.П. Концепция построения системы гироскопической стабилизации зенитного телескопа с аналитической коррекцией астрономических наблюдений на основе волоконно-оптических гироскопов. // Материалы 7-й Российской мультиконференции по проблемам управления. - СПб: ГНЦ РФ ОАО «Концерн «ЦНИИ Электроприбор», 2014. - С. 184.

6. Патент RU 2 436 046 2010 08 09. Гирогоризонткомпас с вращением инерциального измерительного блока.

7. Патент RU 2 319 930 2006 03 14. Корректируемая система инерциальной навигации и стабилизации.

8. Патент RU 2 545 311 2013 12 10. Устройство для определения вертикали места.

9. Патент RU 2 343 418 2009 01 10. Устройство для определения углового положения подвижного объекта относительно вектора силы тяжести и способ его использования.

1. Способ построения инерциальных демпфированных систем с произвольным периодом, инвариантных по отношению к маневрированию объекта, состоящий во введении в нее внешней информации, отличающийся тем, что вводят внешнюю информацию об углах наклона объекта относительно вертикали.

2. Способ по п. 1, отличающийся тем, что углы наклона вырабатывают путем двойного интегрирования угловых ускорений с однократной или периодической коррекцией текущих значений углов по сигналам датчика эталонного угла.

3. Инерциальная система, содержащая датчик угловой скорости, акселерометр, источник внешней информации, масштабирующие устройства и замкнутый контур, состоящий из первого интегратора, второго интегратора и регулируемого звена, который имеет четыре входа и два выхода, первые вход и выход совпадают с входом и выходом первого интегратора, вторые вход и выход совпадают с входом и выходом второго интегратора, третий вход совпадает с входом регулируемого звена, четвертый вход расположен между выходом регулируемого звена и первым входом, причем источник внешней информации через масштабирующие устройства соединен с третьим и четвертым входами, отличающаяся тем, что акселерометр соединен с первым входом, датчик угловой скорости через масштабирующее устройство - со вторым входом, а источник внешней информации выполнен в виде датчика угла наклона относительно вертикали.

4. Инерциальная система по п. 3, отличающаяся тем, что датчик угла наклона относительно вертикали выполнен в виде системы, содержащей датчик эталонного угла, измеритель текущих углов, суммирующее устройство, устройство сравнения, вычислитель начальных условий и выключатель, причем выходом датчика угла наклона относительно вертикали является выход суммирующего устройства, один вход которого соединен с выходом измерителя текущих углов, состоящего из углового акселерометра и соединенных с ним последовательно двух интеграторов, а второй вход суммирующего устройства через выключатель соединен с вычислителем начальных условий, вход вычислителя начальных условий соединен с выходом устройства сравнения, входы которого подключены к выходам измерителя текущих углов и датчика эталонного угла.

5. Инерциальная система по п. 4, отличающаяся тем, что датчик эталонного угла выполнен в виде уровня, маятника, гировертикали или гравиметра.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к измерительной технике, а именно к устройствам для выполнения работ по проверке и регулировке автопилота вертолета, в частности автопилота АП-34Б и составных элементов автопилота.

Переносной диагностический комплекс содержит ПК, адаптер USB, интерфейс USB, микроконтроллер, оперативное запоминающее устройство, интерфейс JTAG, оперативно перепрограммируемый логический узел, две шины управления и две шины данных, программатор, две отдельные взаимно инвертированно-синфазные по отношению друг к другу электрические цепи, соединенные определенным образом.

Переносной диагностический комплекс содержит ПК, адаптер USB, интерфейс USB, микроконтроллер, оперативное запоминающее устройство, две шины управления, две шины данных, интерфейс JTAG, оперативно перепрограммируемый логический узел, программатор, соединенные определенным образом.

Изобретение относится к области обработки информации с помощью электронно-вычислительных устройств, в частности протоколированию работы автоматизированных систем управления ракетно-космической техникой в реальном времени и диагностированию возможных неисправностей.

Группа изобретений относится к передатчику параметра процесса. Технический результат - обеспечение точного способа обнаружения ошибок в диапазоне.

Изобретение относится к производству прецизионных изделий сложной формы из полимерных композиционных материалов. В процессе изготовления изделия, осуществляемого в течение нескольких технологических этапов, измеряют контролируемые параметры обрабатываемого изделия, сравнивают значения измеренных параметров с заданными и формируют управляющее воздействие, обеспечивающее корректировку технологических параметров.

Группа изобретений относится к сервосистеме для управления экзоскелетом. Технический результат - создание сервосистемы, способной одновременно измерять дыхание и оказывать воздействие.

Изобретение относится к вычислительной технике, в частности к системам автоматизации управления технологическими процессами. Технический результат заключается в повышении надежности и безопасности функционирования систем жизнеобеспечения морских и пресноводных гидробионтов, содержащихся и выращивающихся в искусственных условиях, путем уменьшения времени обработки информации, повышения степени помехо- и отказоустойчивости.

Изобретение относится к авиационной технике, в частности к способам технического контроля и диагностирования бортовых систем (БС) беспилотного летательного аппарата (БПЛА).
Изобретение относится к средствам тестирования радиоэлектронной аппаратуры. Технический результат заключается в сокращении затрачиваемого времени и количества аппаратуры в процессе тестирования.

Изобретение относится к области авиационного приборостроения и может быть использовано в составе комплексов пилотажно-навигационного оборудования летательных аппаратов (ЛА).

Изобретение предназначено для использования в летательном аппарате в условиях ограниченной видимости, в частности, при выполнении спасательных операций, операций вблизи земли и т.д.

Изобретение относится к области пилотажно-навигационных систем транспортного летательного аппарата. Цифровая пилотажно-навигационная система транспортно-летательного аппарата, содержащая аппаратуру текущих пилотажных навигационных параметров для измерения курса, углов крена, тангажа, инерциальных скоростей (ИС-1), (ИС-2), воздушной скорости, барометрической высоты (СВС), относительной высоты от радиовысотомера (РВ), для определения координат посредством инерциальных радиосистем, блок коммутации (БК), цифро-аналоговый преобразователь (ЦАП), блок исполнения команд (БИК), систему радиосвязи с приемником-передатчиком (ПП) связи с пультом управления на начальном пункте маршрута (НПМ) и пультом управления на конечном пункте маршрута (КПМ), также дополнительно включает спутниковую навигационную систему (СНС), блок программы маршрута (БПМ), блок взлета-посадки (БВП), выполнен первый и второй автоматические навигаторы (АН).
Изобретение относится к области инерциальной навигации и может быть использовано в авиационных бесплатформенных инерциальных навигационных системах (БИНС). Технический результат - расширение функциональных возможностей.
Комплекс бортового оборудования содержит бортовое радиоэлектронное оборудование, комплексный потолочный пульт, интегрированную систему сбора, контроля и регистрации полетной информации, систему управления общесамолетным оборудованием, систему управления комплексной системой управления, вычислительную часть маршевой силовой установки, общесамолетные системы с собственными вычислителями, подключенные к бортовой сети информационного обмена определенным образом.
Изобретение, характеризуемое как способ повышения точности начальной выставки бесплатформенной инерциальной системы (БИНС) во время нахождения летательного аппарата (ЛА) на аэродроме, после начальной выставки и перехода БИНС в режим навигации, за все время нахождения ЛА на аэродроме, осуществляют совместную обработку информации инерциального счисления и внешней информации, поступающей, по меньшей мере, от спутниковой навигационной системы (СНС), относится к области инерциальной навигации и может быть использовано в авиационных БИНС.

Изобретение относится к области авиационного приборостроения и может быть использовано в составе комплексов пилотажно-навигационного оборудования летательных аппаратов (ЛА).

Изобретение относится к области авиационного приборостроения и может быть использовано в составе комплексов пилотажно-навигационного оборудования летательных аппаратов (ЛА).

Изобретение относится к области приборостроения и может найти применение в составе комплексов навигационно-пилотажного оборудования летательных аппаратов (ЛА). Технический результат - расширение функциональных возможностей.

Предложенное изобретение относится к навигационной технике наземных транспортных средств, летательных аппаратов и судов. Бесплатформенная аппаратура счисления координат содержит блок датчиков проекций абсолютной угловой скорости на оси системы координат транспортного средства (СК ТС), вычислитель проекций относительной угловой скорости на оси СК ТС, вычислитель проекций скорости изменения углов Эйлера Крылова (УЭК) на оси геодезической системы координат (ГСК), вычислитель приращений УЭК и вычислитель текущих значений УЭК, блок датчиков проекций скорости на оси СК ТС, соответствующим образом соединенные между собой.

Изобретение относится к области измерительных информационных систем и комплексов боевых летательных аппаратов (ЛА). Технический результат – расширение функциональных возможностей. Для этого оценивание и «прогноз» параметров движения цели осуществляют в проекциях на оси инерциальной системы координат, что приводит к поканальной декомпозиции уравнений относительного движения цели, вследствие чего, вместо модели 9-го порядка, получают три структурно идентичных и несвязанных между собой канала. Синтезированные на их основе три фильтра-идентификатора формируют полный массив оптимальных оценок, которые используют в качестве начальных условий, в более эффективной по сравнению с прогнозом процедуре оптимального оценивания на основе модифицированного угломестного метода расчета дальности. В результате обеспечиваются упрощение используемой в режиме привязки процедуры оптимального оценивания и прогноза и реализация альтернативной прогнозу и унифицированной с режимом привязки процедуры оптимального оценивания на основе модифицированного угломестного метода расчета дальности для обеспечения повышения точности и эффективности решения боевой задачи. 6 ил.
Наверх