СПОСОБ ОПРЕДЕЛЕНИЯ АЗИМУТА ПЛАТФОРМЫ ТРЕХОСНОГО ГИРОСТАБИЛИЗАТОРА ПО УГЛУ ПОВОРОТА КОРПУСА ГИРОБЛОКА
METHOD TO DETERMINE AZIMUTH OF PLATFORM OF TRIAXIAL GYROSTABILISER BY ANGLE OF ROTATION OF GYROBLOCK BODY

Изобретение относится к области гироскопических систем и может быть использовано для определения азимута, например, в высокоточных системах различного назначения.
Известен способ азимутальной ориентации платформы трехосного гиростабилизатора (ТГС) по углу прецессии гироблока [1].
Этот способ заключается в том, что гироблок стабилизации одной из горизонтальных осей платформы ТГС отключают от системы стабилизации, горизонтирование и стабилизацию платформы относительно этой оси осуществляют акселерометром, а азимут платформы определяют с использованием информации с широкодиапазонного кодового датчика угла поворота гироскопа соответствующего гироблока. При этом платформа «свободна в азимуте» относительно Земли по вертикали.
Недостатком данного способа является необходимость разработки гироблока с широкодиапазонным кодовым датчиком угла, так как диапазон измерений датчиков углов современных двухстепенных гироскопов находится в диапазоне 1°-10° [2, с.319].
Известен также способ определения азимута платформы ТГС [3], отличающийся от предыдущего тем, что перед началом работы платформа ТГС грубо приводится к меридиану, а при определении азимута платформа переводится в режим «памяти» относительно вертикальной оси. За время измерений уход платформы в азимуте будет незначительный. Один из гироблоков, ось чувствительности которого направлена на запад (восток), выключается из системы стабилизации и горизонтирования. Стабилизацию и горизонтирование платформы по измененному каналу стабилизации осуществляют по сигналам от акселерометра, которые поступают на двигатель стабилизации через корректирующий контур и усилитель системы стабилизации. Гироскоп, отключенный от системы стабилизации, прецессирует к плоскости меридиана. Алгоритм определения азимута платформы осуществляется на основе динамической модели гироскопа, находящегося в компасном режиме
<mrow><mi>I</mi><mover accent="true"><mi>β</mi><mo>¨</mo></mover><mo>+</mo><mi>f</mi><mover accent="true"><mi>β</mi><mo>˙</mo></mover><mo>=</mo><mi>H</mi><msub><mi>ω</mi><mi>Г</mi></msub><mi>sin</mi><mo stretchy="false">(</mo><msub><mi>А</mi><mn>0</mn></msub><mo>−</mo><mi>β</mi><mo stretchy="false">)</mo><mo>+</mo><mi>H</mi><msub><mi>ω</mi><mrow><mi>Г</mi><mi>Б</mi></mrow></msub><mo>+</mo><mi>Δ</mi><msub><mi>M</mi><mrow><mi>П</mi><mi>Е</mi><mi>Р</mi></mrow></msub><mtext>                                    </mtext><mo stretchy="false">(</mo><mn>1</mn><mo stretchy="false">)</mo></mrow>
где I - момент инерции гироскопа;
f - коэффициент демпфирования;
Н - кинетический момент;
Г
ω - горизонтальная составляющая угловой скорости вращения Земли;
0
А - начальный азимут платформы;
β - угол поворота гироскопа;
ГБ
ω - скорость собственного ухода измерительного гироскопа;
пер
ΔМ - суммарный момент, обусловленный влиянием вертикальной составляющей угловой скорости вращения Земли и нескомпенсированной угловой скорости дрейфа платформы относительно вертикальной оси в режиме «памяти» из-за наличия статических ошибок горизонтирования платформы ТГС.
В отличие от предыдущего способа, в [3] может быть использован гироблок со штатным датчиком угла, так как используется, как указывалось выше, гироблок, вектор кинетического момента которого направлен примерно на север (юг).
0
ГБ
Однако недостатком данного способа является невозможность по измерению угла поворота гироскопа измерительного гироблока в соответствии с (1) компенсировать влияние на оценку А скорости собственного ухода измерительного гироблока ω. Действительно, при такой начальной ориентации вектора кинетического момента измерительного гироскопа первый член в правой части уравнения (1) (гироскопический момент) приближенно представлен в виде
Г
Г
0
Г
0
Г
М=Hωsin(A-β)≈НωА-Нωβ.
Г
0
ГБ
Таким образом, в данном случае в правой части (1) составляющая, зависящая от начального азимута: НωА, и составляющая, обусловленная скоростью собственного ухода измерительного гироскопа: Hω, являются постоянными величинами и их разделение в соответствии с (1) по измерению угла β невозможно.
<mrow><msub><mi>M</mi><mi>Г</mi></msub><mo>=</mo><mi>H</mi><msub><mi>ω</mi><mrow><mi>Г</mi><mi>н</mi></mrow></msub><mi>cos</mi><mo stretchy="false">(</mo><msub><mi>А</mi><mn>0</mn></msub><mo>−</mo><mi>β</mi><mo stretchy="false">)</mo><mo>.</mo><mtext>                                      </mtext><mo stretchy="false">(</mo><mn>2</mn><mo stretchy="false">)</mo></mrow>
Напротив, при использовании для измерений гироблока, ось кинетического момента которого в начальный момент времени направлена примерно на запад (восток), первый член в правой части уравнения (1) примет вид:
0
0
В этом случае, при отключении гироскопа на достаточно большие углы, составляющая, зависящая от азимута А, становится переменной величиной. Поэтому по измерению угла β рассатриваемые составляющие можно разделить и, следовательно, определить азимут А платформы ТГС с высокой точностью.
Наиболее близким по технической сущности способом определения азимута платформы ТГС является известный способ определения азимута на основе использования двухстепенного гирокомпаса на основе датчика угловой скорости (ДУСа) [4, с.541].
Этот способ заключается в том, что ДУС установлен на горизонтальную поворотную платформу, которая с помощью усилителя следящей системы и следящего привода следит за движением ДУСа относительно его выходной оси.
BХ
Г
Г
ВХ
ВХ
В
При отклонении оси ротора гироскопа от плоскости меридиана на малый угол α на входную ось ДУСа проектируется входная скорость: ω=ωsinα=ωα. Под действием гироскопического момента Нω и момента обратной связи ДУСа гироскоп отклоняется от нуля датчика угла на небольшой угол β. С датчика угла снимается сигнал, который поступает на усилитель следящей системы и далее на следящий привод. Последний поворачивает платформу, а вместе с нею и гироскоп в сторону уменьшения угла α до тех, пока угловая скорость ω не обратится в нуль. По окончании переходного процесса кинетический момент гироблока Н будет направлен на север с погрешностью, обусловленной постоянным моментом М относительно выходной оси ГК [4, с.533]:
В
Г
β*=М/Нω, что является существенным недостатком данного способа.
Целью настоящего изобретения является устранение основных недостатков приведенных способов определения азимута, а также упрощение системы определения азимута.
Поставленная цель достигается тем, что корпус одного из гироблоков ТГС, вектор кинетического момента которого направлен примерно на запад (восток), поворачивают относительно платформы ТГС 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 ТГС определяется путем обработки информации об угле поворота корпуса гироблока, который пропорционален числу импульсов на входе шагового двигателя. Таким образом, угол поворота корпуса гироблока в данной системе с точностью до погрешностей следящей системы соответствует углу поворота гироскопа и поэтому отпадает необходимость применения широкодиапазонного датчика угла.
Сравнительный анализ существенных признаков рассмотренных способов определения азимута и предлагаемого способа показывает, что предлагаемый способ отличается тем, что позволяет использовать без доработок существующие двухстепенные гироскопы гироблоков стабилизации при действии максимальных начальных гироскопических моментов, что обеспечивает высокую информативность измеряемых сигналов.
Таким образом, предложенный способ имеет новизну. Авторам неизвестна совокупность существенных признаков, применяемых для решения данной технической задачи, что соответствует критерию «изобретательский уровень».
Литература
1. RU №2324897, 2008 г.
2. Никитин Е.А., Шестов С.А., Матвеев В.А. Гироскопические системы. Элементы гироскопических приборов / Под ред. Д.С.Пельпора. - М.: Высшая школа 1988 г.
3. RU №2428658, 2011 г.
4. Командно-измерительные приборы / Под ред. Б.И.Назарова. -:МО СССР, 1987 г.