ГИРОГОРИЗОНТКОМПАС С ВРАЩЕНИЕМ ИНЕРЦИАЛЬНОГО ИЗМЕРИТЕЛЬНОГО БЛОКА
GYROHORIZONCOMPASS WITH INERTIA MEASUREMENT UNIT ROTATION

Изобретение относится к системам ориентации и навигации подвижных объектов различного типа, в частности к гирогоризонткомпасам (ГГК), в которых используется измерительная информация, получаемая с датчиков угловых скоростей (ДУС) (волоконно-оптических или иного типа) и с блока акселерометров.
Известны бесплатформенные инерциальные навигационные системы (БИНС) [Интегрированные системы ориентации и навигации для морских подвижных объектов / О.Н.Анучин, Г.И.Емельянцев / Под общей ред. академика РАН В.Г.Пешехонова. Изд. 2-е, переработанное и дополненное. - СПб.: ГНЦ РФ - ЦНИИ «Электроприбор», 2003].
Информационную основу измерения динамических параметров (линейных и угловых) движения объекта БИНС составляет измерительный блок (ИБ) и прибор управления, контроля и обработки информации, ИБ включает три линейных акселерометра и три ДУС (волоконно-оптических или иного типа), а также предусмотрены модуляционные развороты ИБ вокруг оси, перпендикулярной плоскости палубы, в диапазоне ±180°. Сигналы ДУС, акселерометров и сигнал датчика угла об угле разворота ИБ относительно корпуса используются для вычисления матрицы направляющих косинусов между связанной и навигационной системой координат, которая используется для преобразования кажущихся ускорений, измеренных линейными акселерометрами, и выработки выходных данных БИНС. Предусмотрено комплексирование данных ИБ с данными, полученными от спутниковой навигационной системы (СНС).
В качестве прототипа по наибольшему числу общих существенных признаков был принят ГГК [Игнатьев С.В. Гирогоризонткомпас на волоконно-оптических гироскопах с вращением блока чувствительных элементов // Навигация и управление движением. Сб. докладов IV конференции молодых ученых. СПб.: ГНЦ РФ - ЦНИИ «Электроприбор», 2002. С.291-298], содержащий измерительный модуль (ИМ) на волоконно-оптических гироскопах (ВОГ) и акселерометрах со встроенной электроникой, а также бортовой вычислитель, располагающиеся на платформе, вращающейся вокруг оси, перпендикулярной к плоскости основания. Вращение обеспечивается безредукторным приводом, работой которого управляет микроконтроллер, связанный с бортовым вычислителем. Электрические связи подвижной части с неподвижным основанием осуществляются через скользящий токоподвод неограниченного вращения с многократным резервированием основных линий связи. Связь с приемником спутниковой навигационной системы (СНС) и потребителем осуществляется по последовательному интерфейсу RS232. ГГК, построенный на ВОГ средней точности (дрейф порядка 10 - 1°/час), не обеспечивает необходимую точность определения курса. В связи с этим применена схема автокомпенсации уходов горизонтальных ВОГ и в результате достигается нужная точность при движении объекта с постоянной скоростью и курсом. Бортовой вычислитель получает данные от ИМ в виде трех угловых скоростей и трех ускорений, угол поворота привода вращения, внешнюю информацию от СНС и, решая задачи выработки параметров ориентации и поступательного движения, строит вертикаль и курс с периодом, значительно меньшим периода Шулера, корректируя выходные данные по информации от СНС.
Недостатком устройства-прототипа является то, что, при решении задач выработки параметров ориентации и поступательного движения, в бортовом вычислителе моделируются вертикаль с коротким периодом, что при маневрировании объекта и непосредственно после маневра, а также при кратковременном пропадании сигналов внешней информации от СНС приводит к тому, что вертикаль места возмущается и, следовательно, ошибки построения вертикали и курсоуказания могут достигать значительных величин.
Задачей изобретения является повышение точности выработки параметров ориентации. Поставленная задача решается тем, что в бортовой вычислитель вводится блок управления режимами, который для уменьшения влияния ускорений, возникающих при маневрировании объекта или при кратковременном пропадании сигналов внешней информации от СНС, реализует автоматический переход в режим работы, при котором вертикаль работает в невозмущаемом и недемпфированном режиме с периодом Шулера, а компасная линия работает в режиме гироазимута.
Сущность изобретения поясняется чертежами, где на фиг.1 обозначены элементы конструкции устройства, на фиг.2 приведена блок-схема бортового вычислителя, на фиг.3 - схема контура построения вертикали, на фиг.4 - схема блока построения курсового канала:
1 - триада ВОГ;
2 - триада акселерометров;
3 - вращающийся вал;
4 - моментный двигатель;
5 - датчик угла поворота вала;
6 - корпус прибора;
7 - аналого-цифровой преобразователь;
8 - бортовой вычислитель;
9 - выходные разъемы;
10 - скользящий круговой токоподвод;
11 - блок выработки параметров ориентации;
12 - блок преобразования кажущихся ускорений;
13 - блок выработки параметров поступательного движения;
14 - блок построения вертикали;
15 - блок построения курсового канала;
16 - блок управления режимами;
17, 19, 22, 24, 25, 30, 32 - сумматор;
18, 27, 29, 33 - интегратор;
20 - стационарный фильтр F(p);
21 - умножение на ускорение свободного падения g;
23 - деление на радиус Земли R;
26 - ошибка в учете горизонтальной составляющей скорости вращения Земли, обусловленная неточным знанием курса, ΔК·Ω·cosφ;
z
28, 31 - деление на постоянную времени курсового канала T;
z
34 - коэффициент приведения размерностей К;
E
N
h
a, a, a - линейные ускорения объекта в проекции на оси географической системы координат;
X
Y
Z
a, a, a - линейные ускорения объекта в проекции на оси связанной с прибором системы координат;
- матрица перехода от связанной с прибором системы координат к географической системе координат;
E
N
h
V, V, V - линейные скорости объекта в проекции на оси географической системы координат;
,, - линейные скорости объекта в проекции на оси географической системы координат, получаемые от СНС;
α, β - погрешности построения вертикали места;
φ, λ - координаты места, вырабатываемые прибором;
СНС
СНС
φ, λ - координаты места, получаемые от СНС;
К, ψ, θ - углы курса, бортовой и килевой качки, вырабатываемые прибором;
ρ - угол, измеряемый датчиком угла поворота вала 5;
X
Y
Z
ω, ω, ω - угловые скорости вращения в проекции на оси связанной с прибором системы координат;
ΔК - погрешность определения курса;
N
ΔV - разность северных составляющих скоростей, вырабатываемых прибором и получаемых от СНС;
E
Z
δω, δω - дрейф "восточного" и азимутального гироскопа.
Функционирует ГГК представленной конструкции следующим образом.
Инерциальный измерительный модуль, в виде триады ВОГ 1 и триады акселерометров 2, в котором измерительные оси гироскопов взаимно ортогональны, а измерительные оси акселерометров параллельны осям гироскопов, установлен на вращающемся, имеющем шарикоподшипниковые опоры валу 3, на котором также установлен ротор моментного двигателя 4 и ротор датчика угла поворота вала 5, а на корпусе прибора 6 установлены соответственно статор моментного двигателя 4 и электрический преобразователь датчика угла поворота вала 5, при этом выходы триады ВОГ 1 и триады акселерометров 2 соединены с соответствующими входами аналого-цифрового преобразователя (АЦП) 7, выход которого соединен с входом бортового вычислителя 8, вырабатывающего параметры ориентации, в качестве устройства связи выходов бортового вычислителя 8 с выходными разъемами 9, расположенными на корпусе 6, использован скользящий круговой токоподвод 10.
X
Y
Z
X
Y
Z
X
Y
Z
E
N
h
E
N
h
E
N
h
СНС
СНС
Угловые скорости вращения ω, ω, ω, измеренные триадой ВОГ 1 и преобразованные АЦП 8 из аналогового сигнала в цифровой, а также угол ρ, измеряемый датчиком угла поворота вала 5, поступают в блок выработки параметров ориентации 11, где по этим данным, а также по данным о координатах места φ и λ формируется матрица перехода от связанной с прибором системы координат (ССК) к географической системе координат (ГСК) . Из элементов матрицы  рассчитываются углы курса, бортовой и килевой качки К, ψ, θ, которые являются выходными данными ГГК. Линейные ускорения a, a, a, измеряемые триадой акселерометров 2, а также матрица  поступают на вход блока преобразования кажущихся ускорений 12, где линейные ускорения a, a, a в ССК преобразовываются в линейные ускорения a, a, a в ГСК. Линейные ускорения a, a, a поступают на вход блока выработки параметров поступательного движения 13, где вычисляются линейные скорости объекта в ГСК V, V, V, а также координаты места φ и λ, которые корректируются по данным о линейных скоростях ,, и координатах места φ и λ, получаемых от СНС. Вычисленные координаты места φ и λ поступают на вход блока выработки параметров ориентации 11.
E
N
h
Данные о линейных скоростях V, V, V и ,, поступают на вход контура построения вертикали 14, где формируются погрешности построения вертикали места α и β. Блок-схема контура построения вертикали приведена на фиг.3. За основу взят контур Шулера, корректируемый по данным от приемника СНС. В цепи коррекции используется стационарный фильтр 20 с передаточной функцией:
,
где  - постоянная времени Шулера,
B
Ш
T<<Т - постоянная времени канала построения вертикали.
E
N
h
E
N
По данным о линейных скоростях V, V, V и ,, формируются разности скоростей ΔV, ΔV, которые поступают на вход фильтра 20. Вход фильтра 20 суммируется с выходом интегратора 18, делится на радиус Земли и поступает на вход второго интегратора 27. Принцип гирокомпасирования основан на том, что в выходном сигнале "восточного" гироскопа содержится составляющая Ω·cos(φ)·ΔК, где Ω - скорость вращения Земли, φ - широта места.
N
E
Z
Данные о разности северной составляющей скорости ΔV поступают на вход блока построения курсового канала 14, где вырабатывается погрешность определения курса ΔК. Блок-схема блока построения курсового канала приведена на фиг.4. Курсовой канал ГГК можно рассматривать как следящую систему, обнуляющую показания "восточного" гироскопа. Основная ошибка в курсоуказании связана с дрейфом "восточного" гироскопа δω, для уменьшение влияния этого дрейфа применено автокомпенсационное вращение. Для исключения влияния постоянной составляющей скорости дрейфа "вертикального" гироскопа δω на курсоуказание в канал включено изодромное звено.
Данные о погрешностях построения вертикали места α и β и определения курса ΔК поступают на вход блока выработки параметров ориентации 10, для корректировки параметров ориентации К, ψ, θ.
E
N
При пропадании сигнала от СНС или при маневрировании разность скоростей ΔV, ΔV начинает расти, вследствие чего вертикаль возмущается, и ошибки вертикали и курсоуказания начинают значительно увеличиваться.
E
N
h
Особенностью данного устройства является наличие в бортовом вычислителе 7 блока управления режимами 15. По данным о линейных скоростях V, V, V и ,, и курсе К блок управления режимами 15 формирует сигналы «Маневр» и «Конец маневра» и осуществляет автоматическое переключение между двумя режимами работы:
- штатный режим, который характеризуется наличием короткопериодной вертикали и гирокомпасной схемы;
- автономный режим, который возникает при получении сигнала «Маневр» или при пропадании или недостоверности сигнала от СНС и прекращается при получении сигнала «Конец маневра» или возобновлении подачи сигнала от СНС. При этом для перехода в автономный режим достаточно наличия хотя бы одного из перечисленных выше сигналов, а для перехода в штатный режим необходимо одновременное наличие двух сигналов: «Конец маневра» и достоверность информации от СНС. В автономном режиме вертикаль настроена на период Шулера, а гирокомпасная линия переходит в режим гироазимута.
Используется следующий алгоритм формирования сигналов «Маневр» и «Конец маневра».
Введем обозначения текущих приращений линейной скорости и приборного курса:
e
n
П
dV(i); dV(i); dK(i),
где i - текущее значение такта вычисления.
Суммарное значение приращения линейной скорости и приборного курса за n1 и n2 тактов соответственно определяется скользящим средним в соответствии с выражениями:
;
;
где m принимает значения от 1 до последнего такта реализации.
Определение сигналов «Маневр» и «Конец маневра»
П
d
d
Если ΔК(m)>ΔK; ΔV(m)>ΔV, то сигнал «Маневр»,
П
d
d
если ΔК(m)≤ΔK; ΔV(m)≤ΔV, сигнал «Конец маневра»,
d
d
где ΔK, ΔV - допустимое изменение приборного курса и приращения скорости соответственно.
E
N
Переключение из штатного режима в автономный производится следующим образом: как в линии вертикали, так и в линии курса на входы фильтров перестает поступать разность скоростей ΔV, ΔV; входы и выходы фильтров замораживаются и, следовательно, вертикаль работает в невозмущаемом и недемпфированном режиме с периодом Шулера, а компасная линия работает в режиме гироазимута.
E
N
h
Обратный переход из автономного режима в штатный происходит при возобновлении получения информации о скорости СНС и при отсутствии сигнала «Маневр», при этом возобновляется подача сигнала на входы фильтров вертикали и курсового канала и формируется разность между текущей скоростью прибора V, V, V и скоростью от СНС ,,. При этом для уменьшения переходного процесса непосредственно после перехода в штатный режим применяется следующий алгоритм.
1
2
Пусть ΔV - сигнал на входе фильтра в момент перехода в автономный режим, a ΔV - сигнал на входе фильтра при переходе в штатный режим. Тогда
.
'
2
где ΔV(m)=ΔV, при m, соответствующем моменту перехода в штатный режим, в дальнейшем m меняется в соответствии с текущими данными БИНС и СНС;
ΔV(m) - сигнал на входах фильтров вертикали и курса.