ГИРОГОРИЗОНТКОМПАС
STABILIZED GYROCOMPASS SYSTEM

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 гироскопов (ВОГ) или ДУС иного типа) и с блока акселерометров.
Известен ГГК с вращением инерциального измерительного модуля (патент РФ №2436046). ГГК содержит измерительный модуль, выполненный в виде триады волоконно-оптических гироскопов, триады акселерометров и бортового вычислителя, причем измерительные оси гироскопов и акселерометров взаимно ортогональны и параллельны друг другу. Для автокомпенсации инструментальных погрешностей чувствительных элементов предусмотрено модуляционное вращение измерительного модуля вокруг оси, перпендикулярной плоскости основания.
Недостатками известного ГГК по патенту №2436046 являются:
- использование скользящего токоподвода неограниченного вращения для передачи информации из вращающегося измерительного модуля, что снижает надежность и уменьшает ресурс устройства;
- использование трех ДУС одинаковой точности и трех акселерометров, что приводит к усложнению, увеличению массы и габаритов устройства; учитывая, что движение осуществляется по земной поверхности, в большинстве случаев на подвижном объекте отпадает потребность в акселерометре, измеряющем вертикальную составляющую ускорения;
- реализация непрерывного кругового вращения измерительного модуля, включающего триаду ВОГ одинаковой точности и триаду акселерометров, целиком, что в свою очередь приводит к усложнению, увеличению массы и габаритов устройства, снижению его надежности и ресурса за счет постоянной работы устройства вращения и увеличения нагрузки на опоры.
Известный ГГК с вращением инерциального измерительного модуля (патент РФ №2550592) является наиболее близким к заявляемому ГГК и выбран в качестве прототипа. В ГГК по патенту РФ №2550592 снижены требования к точности горизонтальных ДУС, реализован разворот только одного высокоточного ДУС, уменьшен состав акселерометров, исключен скользящий токоподвод неограниченного вращения. ГГК содержит первый гироскоп, установленный на вращающемся валу, причем с вращающимся валом связано электромеханическое исполнительное устройство, первый и второй акселерометры, второй и третий гироскопы, оси которых взаимно ортогональны, бортовой вычислитель, причем входы бортового вычислителя соединены с выходами гироскопов и акселерометров. Бортовой вычислитель содержит блок выработки параметров ориентации, блок вычисления и автокомпенсации погрешности определения азимута, управляющее устройство.
Недостатками известного ГГК по патенту №2550592 являются:
- наличие двух рам подвеса и двух исполнительных устройств, что приводит к усложнению, снижению надежности, увеличению массы и габаритов устройства;
- требование жесткой фиксации или стабильного положения устройства по курсу на момент начальной выставки (гирокомпасирования) в виду отсутствия в процессе гирокомпасирования информации об угловых движениях объекта в азимуте.
Техническими задачами, на которые направлено заявляемое изобретение, являются повышение точности определения азимута при применении в качестве одного из горизонтальных гироскопов ДУС низкой точности путем обеспечения измерения азимута другим горизонтальным высокоточным гироскопом с автокомпенсацией его ошибок за счет его фиксированных поворотов, повышение надежности, упрощение конструкции, а также снижение массы и габаритов и увеличение ресурса путем исключения из состава устройства одной из рам подвеса и одного исполнительного устройства, повышение точности определения азимута при угловых движениях объекта в азимуте за счет жесткого закрепления и использования информации с вертикально ориентированного гироскопа.
Поставленная техническая задача решается тем, что в гирогоризонткомпасе, включающем установленный на вращающемся валу первый гироскоп, ось чувствительности которого перпендикулярна оси вращающегося вала, исполнительное устройство, ротор которого связан с вращающимся валом, первый и второй акселерометры, второй и третий гироскопы, установленные в корпусе гирогоризонткомпаса, оси чувствительности первого и второго акселерометров параллельны основанию гирогоризонткомпаса и взаимно ортогональны, ось чувствительности третьего гироскопа параллельна основанию гирогоризонткомпаса, бортовой вычислитель, содержащий блок выработки углов ориентации, блок вычисления и автокомпенсации погрешности определения азимута, блок управления исполнительным устройством и управляющее устройство, причем входы бортового вычислителя, являющиеся первым, вторым, третьим, четвертым и пятым входами блока выработки углов ориентации, соединены соответственно с выходами первого, второго и третьего гироскопов и выходами первого и второго акселерометров, выход первого гироскопа дополнительно соединен с первым входом блока вычисления и автокомпенсации погрешности определения азимута, выход которого соединен с шестым входом блока выработки углов ориентации и с первым входом блока управления исполнительным устройством, первый выход которого соединен с третьим входом блока вычисления и автокомпенсации погрешности определения азимута, седьмой вход блока выработки углов ориентации соединен со вторым выходом блока управления исполнительным устройством, третий выход которого соединен с входом исполнительного устройства, а второй вход блока управления исполнительным устройством соединен с выходом управляющего устройства, в состав бортового вычислителя введен коммутатор, первый и второй входы которого соединены соответственно с первым и вторым выходами блока выработки углов ориентации, третий вход соединен с четвертым дополнительным выходом блока управления исполнительным устройством, выход коммутатора соединен со вторым входом блока вычисления и автокомпенсации погрешности определения азимута, четвертый дополнительный вход которого соединен с третьим дополнительным выходом блока выработки углов ориентации, при этом с корпусом гирогоризонткомпаса связаны статор исполнительного устройства и вращающийся вал, установленный перпендикулярно основанию гирогоризонткомпаса, а второй гироскоп установлен в корпусе гирогоризонткомпаса осью чувствительности перпендикулярно его основанию.
В предлагаемом устройстве блок выработки углов ориентации выполняет функции блока выработки параметров ориентации, блока преобразования кажущихся ускорений, блока выработки параметров поступательного движения, блока построения вертикали прототипа и в частной реализации содержит указанные блоки, причем входы блока выработки параметров ориентации, соединенные с первым, вторым и третьим входами блока выработки углов ориентации, являются входами для сигналов первого, второго и третьего гироскопов соответственно, входы блока преобразования кажущихся ускорений, соединенные с четвертым и пятым входами блока выработки углов ориентации, - соответственно входами для сигналов первого и второго акселерометров, первый дополнительный вход блока выработки параметров ориентации, соединенный с шестым входом блока выработки углов ориентации, является входом для сигнала с выхода блока вычисления и автокомпенсации погрешности определения азимута, второй дополнительный вход блока выработки параметров ориентации, соединенный с седьмым входом блока выработки углов ориентации, является входом для сигнала со второго выхода блока управления исполнительным устройством, первый и второй выходы блока выработки параметров ориентации, на которые соответственно подаются сигналы о продольном и поперечном наклонах, являются соответственно первым и вторым выходами блока выработки углов ориентации для подключения к первому и второму входам коммутатора, выход блока выработки параметров ориентации, на который подается сигнал о курсе, является третьим выходом блока выработки углов ориентации для подключения к четвертому входу блока вычисления и автокомпенсации погрешности определения азимута.
Изобретение поясняется чертежами, на которых представлены:
фиг. 1 - схема предлагаемого ГГК;
фиг. 2 - схема бортового вычислителя;
фиг. 3 - частная реализация и состав блока выработки углов ориентации бортового вычислителя.
х
z
y
х
y
z
х
y
z
х
y
x
Kпр
K
2
1
3
а
a
а
a
ГГК (фиг. 1) устроен следующим образом. На вращающемся валу закреплен первый (высокоточный) гироскоп 1, параметры которого выбраны исходя из заданной точности начального ориентирования. Первый гироскоп 1 установлен таким образом, что его ось чувствительности перпендикулярна оси вращающегося вала. На оси вращающегося вала установлено исполнительное устройство 2. Ротор исполнительного устройства (электромагнита) 2 связан с вращающимся валом, а статор исполнительного устройства 2 закреплен на корпусе ГГК. Первый гироскоп 1 поворачивается в диапазоне углов ±180° относительно корпуса ГГК вокруг вертикальной оси и подключен к бортовому вычислителю 3 с помощью гибкого токоподвода. В корпусе ГГК установлены первый и второй акселерометры 4 и 5, а так же второй (средней точности) 6, параметры которого выбраны исходя из заданной точности хранения направления, и третий (низкоточный) 7, параметры которого выбраны исходя из заданной точности определения угла наклона, гироскопы. Ось чувствительности второго гироскопа 6 расположена перпендикулярно основанию ГГК, а ось чувствительности третьего гироскопа 7 - параллельно основанию ГГК. Оси чувствительности первого и второго акселерометров 4 и 5 находятся в плоскости основания ГГК, ось чувствительности третьего (низкоточного) гироскопа 7 и второго акселерометра 5 расположены по направлению продольной оси ГГК, совпадающей с продольной осью наземного подвижного объекта, а ось чувствительности первого (высокоточного) гироскопа 1 в режиме хранения направления и первого акселерометра 4 - по направлению поперечной оси ГГК. Сигналы: ω - от первого гироскопа 1, ω, ω - от второго 6 и третьего 7 гироскопов, ,  - от первого 4 и второго 5 акселерометров, поступают в бортовой вычислитель 3. Сигнал управления U из бортового вычислителя 3 поступает на исполнительное устройство 2. В бортовом вычислителе 3 сигналы ω, ω, ω, ,  поступают на входы 1. 3, 2, 4, 5 блока выработки углов ориентации 8 (фиг. 2). Сигнал ω первого гироскопа 1 дополнительно поступает на первый вход блока вычисления и автокомпенсации погрешности определения азимута 9, с выхода которого вычисленный угол азимута α или α передается в блок выработки углов ориентации 8, а также в блок управления исполнительным устройством 10. Кроме блока выработки углов ориентации 8 и блока управления исполнительным устройством 10 бортовой вычислитель 3 содержит управляющее устройство 11 и коммутатор 12. Сигналы о режиме работы ГГК, вырабатываемые управляющим устройством 11, поступают в блок управления исполнительным устройством 10, который в свою очередь связан с блоком вычисления и автокомпенсации погрешности определения азимута 9 по сигналу k, с блоком выработки углов ориентации 8 по сигналу k, с исполнительным устройством 2, а также с коммутатором 12 по сигналу k. Из блока выработки углов ориентации 8 после коммутатора 12 сигнал либо о продольном θ, либо о поперечном ψ наклоне ГГК, а также сигнал о курсе К с выхода блока выработки углов ориентации 8, поступают в блок вычисления и автокомпенсации погрешности определения азимута 9.
ГКК функционирует следующим образом.
z
1
2
Kпр
В режиме гирокомпасирования сигнал Режим на выходе управляющего устройства 11 бортового вычислителя 3 устанавливается в состояние «Гирокомпас», по которому блок управления исполнительным устройством 10 переключается на работу в режиме определения азимута (начального ориентирования). С помощью блока управления исполнительным устройством 10 выполняется операция определения варианта ориентирования измерительной оси первого гироскопа 1 относительно направления меридиана. Для этого по сигналу управления U исполнительное устройство 2 осуществляет фиксированные повороты вращающегося вала. В результате ось чувствительности первого гироскопа 1 устанавливается таким образом, чтобы она располагалась вдоль поперечной оси ГГК (ось X) и фиксируется в этом положении. От блока управления исполнительным устройством 10 в блок выработки углов ориентации 8 поступает сигнал управления k, по которому информация о курсе К, вырабатываемая блоком выработки углов ориентации 8 «замораживается» (имитируется стоянка подвижного объекта), а по сигналу k в блоке вычисления и автокомпенсации погрешности определения азимута 9 производится предварительное измерение угла азимута α соответствии с выражением:
хо
З
пг
пг
3
пг
где ω - значение угловой скорости, измеренное первым гироскопом 1 в плоскости основания ГГК, Ω - угловая скорость вращения Земли; φ - широта места, θ - угол наклона в плоскости оси чувствительности первого гироскопа 1. В качестве угла наклона θ в плоскости оси чувствительности первого гироскопа 1 по сигналу k от блока управления исполнительным устройством 10 в коммутаторе 12 выбирается угол ψ (поперечный угол наклона объекта). Сигнал θ с выхода коммутатора 12 передается в блок вычисления и автокомпенсации погрешности определения азимута 9 для выполнения измерений (1).
пг
Начальное положение оси чувствительности первого гироскопа 1 для вычисления выражения (1) может быть любым (вдоль положительного или отрицательного направления оси X или Y), при этом в качестве угла наклона θ в зависимости от положения оси чувствительности первого гироскопа 1 с помощью коммутатора 12 выбирается угол килевой θ (продольный угол наклона) или угол бортовой ψ качки (поперечный угол наклона), а дополнительный угол поворота оси чувствительности в плоскости основания ГГК учитывается в выражении (1) как добавка, кратная 90°.
Kпр
Далее по условию близости продольной или поперечной осей ГГК к вычисленному направлению α вектора угловой скорости вращения Земли в блоке управления исполнительным устройством 10 выбираются положения оси чувствительности первого гироскопа 1 (вдоль продольной X или поперечной Y осей ГКК) для точного измерения азимута. Первый гироскоп 1 переводится в соответствующее положение в плоскости основания ГГК путем фиксированных разворотов на углы ±90° от исходного положения оси чувствительности и фиксации в указанных положениях вращающегося вала исполнительным устройством 2.
пг
y
x
a
a
В соответствии с выражением (1) проводятся первый и второй замеры угла азимута, в положениях, отстоящих друг от друга в плоскости основания объекта на 180°, при этом с помощью коммутатора 12 выбираются соответственно угол θ или угол ψ в качестве параметра θ. Значения углов θ или ψ определяются соответственно по сигналам  или  второго 5 или первого 4 акселерометров в блоке выработки углов ориентации 8 в соответствии с алгоритмами прототипа.
При выполнении замеров в режиме гирокомпасирования возможные колебания объекта по трем осям фиксируются с помощью первого и второго акселерометров 4, 5, первого 1, второго 6 и третьего 7 гироскопов. Информация о колебаниях объекта (курс К, углы килевой θ и бортовой ψ качки), поступает в блок вычисления и автокомпенсации погрешности определения азимута 9, где с использованием указанной информации дополнительно осуществляется компенсация погрешности определения азимута, обусловленная колебаниями объекта.
2
K
Замеры, при которых ориентация оси чувствительности первого гироскопа 1 отличается на 180°, по сигналам k, поступающим от блока управления исполнительным устройством 10, обрабатываются в блоке вычисления и автокомпенсации погрешности определения азимута 9 бортового вычислителя 3. В двух противоположных положениях горизонтальная составляющая угловой скорости вращения Земли одинакова по модулю и различается по знаку, а систематический дрейф нуля гироскопа (датчика угловой скорости) неизменен как по модулю, так и по знаку, в результате при арифметическом вычитании одного показания гироскопа из другого горизонтальная составляющая скорости вращения Земли удваивается, а дрейф нуля обнуляется. Результирующее значение угла азимута α определяется по формуле
K1
K2
где α, α - значения курса в первом и втором замерах.
K
Полученное значение угла азимута α объекта инвариантно относительно изменения дрейфа нуля первого гироскопа 1, чем достигается увеличение точности начального ориентирования.
В результате применения фиксированных разворотов на углы ±90° от исходного положения оси чувствительности в диапазоне углов ±180°, при автокомпенсации погрешности исключаются неограниченные круговые вращения средства измерения (первого гироскопа 1), что исключает необходимость применения скользящего токоподвода кругового вращения.
K
K
1
х
y
z
х
y
а
a
При работе ГГК в режиме хранения направления сигнал Режим от управляющего устройства 11 бортового вычислителя 3, устанавливается в состояние «Гироазимут», блок управления исполнительным устройством 10 переключается на работу в режиме хранения направления. По сигналам блока управления исполнительным устройством 10 с помощью исполнительного устройства 2 ось чувствительности первого гироскопа 1 ориентируется вдоль поперечной оси ГГК (ось X) и фиксируется в этом положении. По сигналу от блока управления исполнительным устройством 10 значение угла курса α (2) из блока вычисления и автокомпенсации погрешности определения азимута 9 поступает в блок выработки углов ориентации 8, где осуществляется «привязка» вырабатываемого угла курса К к измеренному углу азимута α, при этом сигнал k, передаваемый от блока управления исполнительным устройством 10 в блок выработки параметров ориентации 8, устанавливается в состояние, разрешающее выработку параметра ориентации подвижного объекта по углу курса K с использованием информации первого 1, второго 6 и третьего 7 гироскопов. Угол курса К и углы наклона θ и ψ объекта определяются по известным выражениям алгоритмов работы БИНС [Основы построения бесплатформенных инерциальных навигационных систем / В.В. Матвеев, В.Я. Распопов / Под общ. ред. д.т.н. В.Я. Распопова. - СПб.: ГНЦ РФ ОАО «Концерн «ЦНИИ «Электроприбор», 2009] (без вертикального канала) в бортовом вычислителе 3 по сигналам об угловой скорости ω, ω, ω, и ускорений ,  объекта. В виду того, что углы наклона наземного подвижного объекта ограничены, дополнительная ошибка при выработке угла курса К из-за отсутствия третьего акселерометра и применения в горизонтальном канале низкоточного гироскопа при движении носит незначительный характер.
При этом применение вместо трех однотипных высокоточных гироскопов, гироскопов, параметры которых выбираются исходя из основной выполняемой в составе ГГК в режиме гирокомпасирования (на стоянке) и в режиме хранения направления (в движении) функции, является фактором снижения стоимости и размеров устройства при сохранении точности его работы.
Учитывая, что движение наземного подвижного объекта осуществляется по земной поверхности при условии, что максимальные углы наклонов ограничены, отпадает потребность в акселерометре, измеряющем вертикальную составляющую ускорения. При этом дополнительные погрешности определения углов наклонов θ и ψ при ограничении максимальных углов наклонов также ограничены.
В предлагаемом ГГК в качестве первого гироскопа 1 может быть применен высокоточный ВОГ или кольцевой лазерный гироскоп, в качестве второго гироскопа 6 - ВОГ средней точности, твердотельный волновой гироскоп, в качестве третьего гироскопа 7 - микромеханический гироскоп, малогабаритные низкоточные ВОГ или твердотельный волновой гироскоп, в качестве акселерометров 4, 5 - механические маятниковые, на базе микроэлектромеханической системы (МЭМС) и другие типы акселерометров. Функции исполнительного устройства (электромагнита) 2 могут выполнять электромеханические устройства, обеспечивающие фиксированные повороты исполнительной оси в положения, кратные 90° относительно исходного положения. Бортовой вычислитель 3 может представлять собой устройство на базе микропроцессора или микроконтроллера с аналого-цифровыми преобразователями (АЦП) и цифроаналоговыми преобразователями (ЦАП), если первый, второй и третий гироскопы 1, 6, 7, первый и второй акселерометры 4, 5, исполнительное устройство 2 работают с аналоговыми сигналами. Блок выработки углов ориентации 8, блок вычисления и автокомпенсации погрешности определения азимута 9, блок управления исполнительным устройством 10, управляющее устройство 11 и коммутатор 12 представляют собой арифметико-логические и программные устройства, выполненные на базе микропроцессора или микроконтроллера.
a
a
a
E
N
h
E
N
h
В частной реализации блок выработки углов ориентации 8 ГГК содержит (фиг. 3): блок выработки параметров ориентации 13, блок преобразования кажущихся ускорений 14, блок выработки параметров поступательного движения 15, блок построения вертикали 16, причем входы блока выработки параметров ориентации 13, соединенные с первым, вторым и третьим входами блока выработки углов ориентации 8, являются входами для сигналов первого 1, второго 6 и третьего 7 гироскопов, входы блока преобразования кажущихся ускорений 14, соединенные с четвертым и пятым входами блока выработки углов ориентации 8, - входами для сигналов первого и второго акселерометров 4, 5, первый дополнительный вход блока выработки параметров ориентации 13, соединенный с шестым входом блока выработки углов ориентации 8, является входом для сигнала с выхода блока вычисления и автокомпенсации погрешности определения азимута 9, второй дополнительный вход блока выработки параметров ориентации 13, соединенный с седьмым входом блока выработки углов ориентации 8, является входом для сигнала со второго выхода блока управления первым гироскопом 10, выход блока выработки параметров ориентации 13, на который подаются сигналы о продольном и поперечном наклонах θ и ψ, соединен с первым выходом блока выработки углов ориентации 8 для подключения к первому входу коммутатора 12, выход блока выработки параметров ориентации 13, на который подается сигнал о курсе К, соединен со вторым выходом блока выработки углов ориентации 8 для подключения к четвертому входу блока вычисления и автокомпенсации погрешности определения азимута 9, причем ,  - линейные ускорения объекта в проекции на оси географической системы координат,  - матрица перехода от связанной с прибором системы координат к географической системе координат, V, V, V - линейные скорости объекта в проекции на оси географической системы координат, α, β - погрешности построения вертикали места; φ, λ - координаты места, вырабатываемые прибором.
В целом, благодаря предложенной кинематической схеме, набору чувствительных элементов, микропроцессорному устройству и силовому исполнительному элементу (электромагниту) предлагаемым устройством обеспечиваются:
- повышение точности измерения азимута путем использования высокоточного гироскопа с компенсацией систематической составляющей ошибки (ось чувствительности которого при измерениях ориентируется в плоскости основания ГГК в различных положениях);
- возможность компенсации погрешности самоориентирования, обусловленной колебаниями объекта по трем осям от ветровых нагрузок, хождения экипажа, смещения грунта и др. по сигналам канала построения вертикали и выработки курса на первом, втором и третьем гироскопах и акселерометрах;
- режим хранения азимутального угла с помощью гироскопа средней точности при движении объекта (ось чувствительности которого ориентирована перпендикулярно основанию объекта);
- определение углов наклона объекта на стоянке и при движении объекта;
- повышение надежности, увеличение ресурса, упрощение конструкции, снижение массы, габаритов и стоимости.
При этом конструкция ГГК не содержит систем стабилизации и горизонтирования, датчиков углового положения рам подвеса, характерных для платформенных гиросистем, позволяет вместо нескольких использовать один высокоточный гироскоп и снизить требования к точности гироскопов, сигналы которых используются для хранения направления и определения углов наклонов.
Проведены экспериментальные исследования и моделирование работы ГГК, подтверждающие улучшение характеристик устройства. Так при реализации предлагаемого ГГК, в составе которого в качестве первого гироскопа 1 применяется высокоточный ВОГ фирмы «Оптолинк» ОИУС-1000 со случайным дрейфом 0.01°/час, массой 1 кг, габаритными размерами 150 мм, относительной стоимостью 2.6, в качестве второго гироскопа - среднеточный ВОГ ОИУС-200 той же фирмы со случайным дрейфом 0.2°/час, массой 0.22 кг, габаритными размерами 70 мм и относительной стоимостью 1.0, в качестве третьего гироскопа - низкоточный микромеханический гироскоп со случайным дрейфом 3°/час, массой 0.1 кг, габаритными размерами 40 мм и относительной стоимостью 0.3, в качестве акселерометров - акселерометры АК-15-2 с относительной стоимостью 0.52, точность определения азимута достигает 0.07°·sec(широты) в рабочем диапазоне температур. В соответствии с описанием устройство-прототип для достижения аналогичной точности должно содержать триаду непрерывно вращающихся гироскопов ОИУС-1000 и триаду акселерометров АК-15-2 с соответствующим увеличением стоимости, массы и габаритов.