ГИРОГОРИЗОНТКОМПАС
STABILISED 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), выбранный в качестве прототипа, со следующими существенными признаками, наиболее близкими к предполагаемому изобретению: гирогоризонткомпас, включающий первый, второй и третий гироскопы, установленные на вращающемся валу, измерительные оси которых взаимно ортогональны, первый и второй акселерометры, измерительные оси которых ортогональны, первое исполнительное устройство, ротор которого связан с вращающимся валом, бортовой вычислитель, содержащий блок выработки углов ориентации, причем первый и второй входы бортового вычислителя, являющиеся первым и вторым входами блока выработки углов ориентации, соединены соответственно с выходами первого и второго акселерометров. Блок выработки углов ориентации бортового вычислителя включает блок выработки параметров ориентации, блок преобразования кажущихся ускорений, блок выработки параметров поступательного движения и блок построения вертикали.
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 высокоточных ДУС (высокоточных ВОГ), что приводит к усложнению, увеличению массы и габаритов устройства;
- низкая точность определения азимута при применении в качестве второго и третьего (горизонтальных) гироскопов низкоточных ДУС (ВОГ);
- реализация непрерывного кругового вращения измерительного модуля, включающего триаду высокоточных ВОГ и триаду акселерометров, целиком, что приводит к усложнению, увеличению массы и габаритов устройства, снижению его надежности и ресурса за счет постоянной работы устройства вращения и увеличения нагрузки на опоры;
- отсутствие возможности оценки ухода вертикального ВОГ в связи, с чем ухудшается точность выработки параметров ориентации (в частности, угла курса).
Техническими задачами, на которые направлено заявляемое изобретение, являются повышение точности выработки параметров ориентации путем оценки уходов ДУС (в частности, вертикального ДУС), повышение точности определения азимута при применении в качестве горизонтальных гироскопов ДУС низкой точности, повышение надежности и увеличение ресурса путем исключения из состава устройства скользящего токоподвода неограниченного вращения, упрощение конструкции, снижение массы и уменьшение габаритов путем снижения требований к точности горизонтальных гироскопов, жесткого закрепления акселерометров и реализации дискретных кратковременных (на момент определения азимута) поворотов гироскопов без вращения акселерометров.
Поставленная техническая задача решается тем, что в гирогоризонткомпас, включающий первый, второй и третий гироскопы, установленные на вращающемся валу, измерительные оси которых взаимно ортогональны, первый и второй акселерометры, измерительные оси которых ортогональны, первое исполнительное устройство, ротор которого связан с вращающимся валом, бортовой вычислитель, содержащий блок выработки углов ориентации, причем первый и второй входы бортового вычислителя, являющиеся первым и вторым входами блока выработки углов ориентации, соединены соответственно с выходами первого и второго акселерометров, введены дополнительная рама и второе исполнительное устройство, а в состав бортового вычислителя - блок управления подвесом, блок вычисления и автокомпенсации погрешности определения азимута, блок оценки уходов гироскопов, блок коммутации сигналов гироскопов и управляющее устройство, при этом вращающийся вал с первым, вторым и третьим гироскопами установлен в дополнительной раме, а оси вращающегося вала и статор первого исполнительного устройства связаны с дополнительной рамой, наружные оси которой установлены в корпусе гирогоризонткомпаса с образованием двухосного подвеса, причем ротор второго исполнительного устройства связан с наружной осью дополнительной рамы, а статор второго исполнительного устройства и наружные оси дополнительной рамы - с корпусом гирогоризонткомпаса, при этом исполнительные устройства обеспечивают фиксированные углы поворота вращающегося вала и дополнительной рамы подвеса относительно продольной и поперечной осей гирогоризонткомпаса в положения -90°, 0°, +90° относительно направления, нормального к основанию гирогоризонткомпаса, причем первый и второй акселерометры установлены в корпусе гирогоризонткомпаса с измерительными осями, параллельными основанию гирогоризонткомпаса, выход первого гироскопа соединен с третьим входом бортового вычислителя, являющимся первым входом блока оценки уходов гироскопов и первым входом блока вычисления и автокомпенсации погрешности определения азимута, выходы второго и третьего гироскопов соединены соответственно с четвертым и пятым входами бортового вычислителя, являющимися вторым и третьим входами блока оценки уходов гироскопов, второй вход блока вычисления и автокомпенсации погрешности определения азимута подключен к выходу блока выработки углов ориентации, первый, второй и третий выходы блока оценки уходов гироскопов соединены соответственно с первым, вторым и третьим входами блока коммутации сигналов гироскопов, первый, второй и третий выходы которого соединены соответственно с третьим, четвертым и пятым входами блока выработки углов ориентации, выход блока вычисления и автокомпенсации погрешности определения азимута соединен с шестым входом блока выработки углов ориентации, третий вход блока вычисления и автокомпенсации погрешности определения азимута соединен с первым выходом блока управления подвесом, седьмой вход блока выработки углов ориентации соединен со вторым выходом блока управления подвесом, входы первого и второго исполнительных устройств подвеса соединены с первым и вторым выходами бортового вычислителя, являющимися третьим и четвертым выходами блока управления подвесом соответственно, вход которого соединен с выходом управляющего устройства, а пятый и шестой выходы блока управления подвесом соединены соответственно с четвертым входом блока оценки уходов гироскопов и с четвертым входом блока коммутации сигналов гироскопов.
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 третьим, четвертым и пятым входами блока выработки углов ориентации, являются входами для сигналов первого, второго и третьего гироскопов после компенсации их уходов в блоке оценки уходов гироскопов, входы блока преобразования кажущихся ускорений, соединенные с первым и вторым входами блока выработки углов ориентации, - 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 подвесом, выход блока выработки параметров ориентации, с которого выдаются сигналы о продольном и поперечном наклонах, является выходом блока выработки углов ориентации для подключения ко второму входу блока вычисления и автокомпенсации погрешности определения азимута.
Изобретение поясняется чертежами, на которых представлены:
фиг. 1 - схема предлагаемого ГГК при работе в режиме гирокомпасирования;
фиг. 2 - схема предлагаемого ГГК при работе в режиме хранения направления;
фиг. 3 - схема бортового вычислителя;
фиг. 4 - частная реализация и состав блока выработки углов ориентации бортового вычислителя.
1
2
3
х
у
x
y
ГГК (фиг. 1) содержит двухосный подвес. На вращающемся валу (оси внутренней рамы подвеса) 1 установлены первый (высокоточный) гироскоп 2, второй 3 и третий 4 (низкоточные) гироскопы. Первый гироскоп 2 установлен таким образом, что его измерительная ось перпендикулярна оси вращающегося вала 1. Измерительные оси первого 2, второго 3 и третьего 4 гироскопов ортогональны друг другу. Измерительная ось второго гироскопа 3 параллельна оси вращающегося вала 1. На оси вращающегося вала 1 установлено первое исполнительное устройство 5. Ротор первого исполнительного устройства (электромагнита) 5 связан с вращающимся валом (внутренней рамой подвеса) 1, а статор закреплен на дополнительной (наружной) раме 6 подвеса. Дополнительная рама 6 своими осями установлена в корпусе ГГК. На оси дополнительной рамы 6 подвеса установлено второе исполнительное устройство 7. С осью дополнительной рамы 6 подвеса связан ротор второго исполнительного устройства (электромагнита) 7, статор которого закреплен в корпусе (основании) ГГК. В результате первый (высокоточный) гироскоп 2 может поворачиваться в диапазоне углов ±90° относительно продольной и поперечной осей ГГК относительно направления, нормального к основанию ГГК. В корпусе ГГК установлены первый 8 и второй 9 акселерометры, таким образом, что измерительные оси акселерометров находятся в плоскости основания ГГК, измерительная ось второго акселерометра 9 расположена по направлению (параллельно) оси наружной рамы 6 подвеса, а измерительная ось первого акселерометра 8 - в перпендикулярном направлении. Сигналы: ω - от первого гироскопа 2, ω, ω - от второго 3 и третьего 4 гироскопов, а, а - от первого 8 и второго 9 акселерометров, поступают в бортовой вычислитель 10. Сигналы управления U, U из бортового вычислителя 10 поступают на первое 5 и второе 7 исполнительные устройства подвеса.
х
у
2
3
1
1
Kпр
K
X
Y
Z
Бортовой вычислитель 10 (фиг. 3) содержит блок оценки уходов гироскопов 11, блок выработки углов ориентации 12, блок вычисления и автокомпенсации погрешности определения азимута 13, управляющее устройство 14, блок управления подвесом 15, блок коммутации сигналов гироскопов 16. В бортовом вычислителе 10 сигналы а, апоступают на первый и второй входы блока выработки углов ориентации 12, сигналы ω, ω, ω - на второй, третий и первый входы блока оценки уходов гироскопов 11. Сигнал ω первого гироскопа 2 дополнительно поступает на первый вход блока вычисления и автокомпенсации погрешности определения азимута 13, с выхода которого вычисленный угол азимута α или α передается в блок выработки углов ориентации 12. После обработки в блоке оценки уходов гироскопов 11 скомпенсированные сигналы гироскопов (без систематической составляющей в запуске) , ,  с второго, третьего и первого выходов поступают на второй, третий и первый входы блока коммутации сигналов гироскопов 16. После коммутации скомпенсированные сигналы гироскопов ω, ω, ω в зависимости от текущей ориентации первого 2, второго 3 и третьего 4 гироскопов (триады гироскопов) относительно продольной и поперечной осей ГГК как проекции относительно осей Χ, Υ, Ζ поступают на четвертый, пятый и третий входы блока выработки углов ориентации 12. Сигналы о режиме работы ГГК, вырабатываемые управляющим устройством 14, поступают в блок управления подвесом 15, который в свою очередь связан с блоком вычисления и автокомпенсации погрешности определения азимута 13, блоком выработки углов ориентации 12, блоком оценки уходов гироскопов 11 и блоком коммутации сигналов гироскопов 16, а также с первым 5 и вторым 7 исполнительными устройствами.
ГКК функционирует следующим образом.
x
y
1
2
Kпр
В режиме гирокомпасирования сигнал Режим на выходе управляющего устройства 14 бортового вычислителя 10 устанавливается в состояние «Гирокомпас», по которому блок управления подвесом 15 переключается на работу в режиме определения азимута. По командам блока управления подвесом 15 выполняется операция перевода измерительной оси первого гироскопа 2 в положение для гирокомпасирования. Для этого по сигналам управления U, U первое 5 и второе 7 исполнительные устройства подвеса осуществляют фиксированные повороты вращающегося вала 1 и наружной (дополнительной) рамы 6 подвеса относительно продольной и поперечной осей ГГК в положения -90° и 0° относительно направления, нормального к основанию ГГК. В результате измерительная ось первого гироскопа 2 переводится в плоскость основания ГГК, таким образом, чтобы она располагалась вдоль продольной оси ГГК (ось Y) и фиксируется в этом положении. После этого от блока управления подвесом 15 в блок выработки углов ориентации 12 поступает сигнал управления k «Стоянка», по которому информация о курсе К, вырабатываемая блоком выработки углов ориентации 12, «замораживается» (имитируется стоянка подвижного объекта), а по сигналу k в блоке вычисления и автокомпенсации погрешности определения азимута 13 производится предварительное измерение угла азимута α соответствии с выражением:
zo
З
пр
пр
где ω - значение угловой скорости, измеренное первым гироскопом 2 в плоскости основания ГГК, Ω - угловая скорость вращения Земли; φ - широта места, θ - угол наклона продольной оси объекта (основания ГГК). В качестве угла наклона продольной оси θ объекта в блоке вычисления и автокомпенсации погрешности определения азимута 10 выбирается угол килевой качки θ (продольный угол наклона), поступающий из блока выработки углов ориентации 12.
Начальное положение измерительной оси первого гироскопа 2 для вычисления выражения (1) может быть любым (вдоль положительного или отрицательного направления оси X или Υ), при этом в качестве угла наклона в зависимости от положения измерительной оси первого гироскопа 2 выбирается угол килевой θ (продольный угол наклона) или угол бортовой ψ качки (поперечный угол наклона), а дополнительный угол поворота измерительной оси 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 подвесом 15 выбираются положения измерительной оси первого гироскопа 2 (вдоль продольной Υ или поперечной X осей ГКК) для точного измерения азимута. Первый гироскоп 2 переводится в соответствующее положение в плоскости основания ГГК путем фиксированных разворотов на углы ±90° от вертикального относительно основания ГГК положения измерительной оси и фиксации в указанных положениях внутренней и наружной рам подвеса первым 5 и вторым 7 исполнительными устройствами.
у
х
В соответствии с выражением (1) проводят первый и второй замеры угла азимута, в положениях, отстоящих друг от друга в плоскости основания объекта на 180°, выбирая соответственно угол θ или ψ в качестве продольного наклона (наклона вдоль текущего положения измерительной оси первого гироскопа 2). Значения углов θ или ψ определяются соответственно по сигналам а или а первого 8 и второго 9 акселерометров в блоке выработки углов ориентации 12 в соответствии с алгоритмами прототипа.
При выполнении замеров в режиме гирокомпасирования возможные колебания объекта фиксируются с помощью первого 8 и второго 9 акселерометров, второго 3 и третьего 4 гироскопов. Информация о колебаниях объекта (углы килевой θ и бортовой ψ качки), поступает в блок вычисления и автокомпенсации погрешности определения азимута 13, где дополнительно осуществляется компенсация погрешности определения азимута, обусловленная колебаниями объекта.
2
K
Замеры, при которых ориентация оси чувствительности первого гироскопа 2 отличается на 180°, по сигналам k, поступающим от блока управления подвесом 15, обрабатываются в блоке вычисления и автокомпенсации погрешности определения азимута 13 бортового вычислителя 10. На двух противоположных румбах горизонтальная составляющая угловой скорости вращения Земли одинакова по модулю и отличается по знаку, а систематический дрейф нуля гироскопа (датчика угловой скорости) неизменен как по модулю, так и по знаку, поэтому при арифметическом вычитании одного показания гироскопа (ДУС) 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 2.
K3
K4
В процессе гирокомпасирования в условиях стоянки подвижного объекта производится оценка и компенсация уходов гироскопов и уточнение значения азимута. Для этого при гирокомпасировании измерительная ось первого гироскопа 2 дополнительно устанавливается в два ортогональных первому и второму (2) положения в плоскости основания ГГК с вычислением соответствующего азимута α и α по выражению (1) для этих положений. Это позволяет уточнить значение азимута в блоке вычисления и автокомпенсации погрешности определения азимута 13 согласно выражению:
K3
K4
K1
K2
где α, α - значения курса в третьем и четвертом замерах в положениях, ортогональных положениям для вычисления α, α соответственно.
3
При выполнении замеров и расчетов (3) в блок оценки уходов гироскопов 11 поступает сигнал управления k от блока управления подвесом 15, согласно которому в блоке оценки уходов гироскопов 11 производится фиксация и вычисление уходов гироскопов в каждом из 4-х положений, вычисление систематических составляющих уходов и их компенсация в показаниях гироскопов. В виду того, что при выполнении поворотов положения измерительных осей первого 2, второго 3 и третьего 4 гироскопов изменяются на 180°, с использованием полученных значений уходов, аналогично (2), оцениваются систематические составляющие уходов гироскопов в текущем запуске (гирокомпасировании), которые затем вычитаются из реальных показаний гироскопов.
4
X
Y
Z
X
Y
Z
X
Y
Z
Скомпенсированные сигналы первого 2, второго 3 и третьего 4 гироскопов , ,  из блока оценки уходов гироскопов 11 поступают на второй, третий и первый входы блока коммутации сигналов гироскопов 16. Необходимая конфигурация коммутации выбирается по сигналу управления k. Переключение осуществляется в соответствии с текущей ориентацией триады гироскопов таким образом, чтобы на входы блока выработки углов ориентации 12 поступали сигналы, содержащие проекции ω, ω, ω угловых скоростей вращения ГГК в проекциях на оси Χ, Υ, Ζ приборной системы координат. Проекции ω, ω, ω используются далее в штатных алгоритмах работы в блоке выработки углов ориентации 12. В виду того, что сигналы ω, ω, ω не содержат систематических составляющих уходов гироскопов в запуске, достигается увеличение точности выработки параметров ориентации ГГК.
1
При движении наземного объекта сигнал управления k переключается в состояние «Движение». В этом случае информация о курсе К, вырабатываемая блоком выработки углов ориентации 12, не «замораживается», а изменение азимутального положения объекта и корпуса ГГК фиксируется с помощью второго 3 или третьего 4 гироскопов в зависимости от того, измерительная ось какого гироскопа параллельна оси Ζ ГГК в текущей ориентации триады гироскопов.
2
K
Ky
K
Ky
1
Z
X
Y
х
у
При работе ГГК в режиме хранения направления (фиг. 2) сигнал Режим от управляющего устройства 14 бортового вычислителя 10, устанавливается в состояние «Гироазимут», блок управления подвесом 15 переключается на работу в режиме хранения направления. По сигналам блока управления подвесом 15 с помощью первого 5 и второго 7 исполнительных устройств подвеса измерительная ось первого гироскопа 2 ориентируется перпендикулярно плоскости основания ГГК и фиксируется в этом положении. По сигналу управления k от блока управления подвесом 15 значение угла курса α(2) или α(3) из блока вычисления и автокомпенсации погрешности определения азимута 13 поступает в блок выработки углов ориентации 12, где осуществляется «привязка» вырабатываемого угла курса К к измеренному углу азимута α или α, при этом сигнал k, передаваемый от блока управления подвесом 15 в блок выработки параметров ориентации 12, устанавливается в состояние, разрешающее выработку параметра ориентации подвижного объекта по углу курса К с использованием информации первого гироскопа 2. 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. - 280 с.] в бортовом вычислителе 10 по сигналам: ω, ω, ω - первого 2, второго 3 и третьего 4 гироскопов, а, а - первого 8 и второго 9 акселерометров. В виду того, что углы наклона наземного объекта ограничены, дополнительная ошибка от второго 3 и третьего 4 (низкоточных) гироскопов при выработке угла курса К при движении носит незначительный характер.
Дополнительным фактором снижения стоимости при сохранении точности работы ГГК является реализация устройства таким образом, чтобы функции разнесенных во времени режимов гирокомпасирования (на стоянке) и хранения направления (в движении) выполнялись одним и тем же высокоточным чувствительным элементом, что реализуется предлагаемым устройством.
В предлагаемом ГГК в качестве первого гироскопа 2 может быть применен высокоточный ВОГ или кольцевой лазерный гироскоп, второго 3 и третьего 4 гироскопов - ВОГ, твердотельный волновой или микромеханический гироскопы, первого 8 и второго 9 акселерометров - механические маятниковые, на базе микроэлектромеханической системы (МЭМС) и другие типы акселерометров. Функции первого 5 и второго 7 исполнительных устройств (электромагнитов) могут выполнять электромеханические устройства, обеспечивающие фиксированные повороты исполнительной оси в положения -90°, 0° +90° относительно исходного положения. Бортовой вычислитель 10 может представлять собой устройство на базе микропроцессора или микроконтроллера с аналого-цифровыми преобразователями (АЦП) и цифроаналоговыми преобразователями (ЦАП), если первый 2, второй 3 и третий 4 гироскопы, первый 8 и второй 9 акселерометры, первое 5 и второе 7 исполнительные устройства работают с аналоговыми сигналами. Блок оценки уходов гироскопов 11, выработки углов ориентации 12, блок вычисления и автокомпенсации погрешности определения азимута 13, управляющее устройство 14, блок управления подвесом 15 и блок коммутации сигналов гироскопов 16 представляют собой арифметико-логические и программные устройства, выполненные на базе микропроцессора или микроконтроллера.
E
N
h
E
N
h
В частной реализации блок выработки углов ориентации 12 ГГК содержит (фиг. 4): блок выработки параметров ориентации 17, блок преобразования кажущихся ускорений 18, блок выработки параметров поступательного движения 19, блок построения вертикали 20, причем входы блока выработки параметров ориентации 17, соединенные с четвертым, пятым и третьим входами блока выработки углов ориентации 12, являются входами для сигналов второго 3, третьего 4 и первого 2 гироскопов, входы блока преобразования кажущихся ускорений 18, соединенные с первым и вторым входами блока выработки углов ориентации 12, - входами для сигналов первого 8 и второго 9 акселерометров, первый дополнительный вход блока выработки параметров ориентации 17, соединенный с шестым входом блока выработки углов ориентации 12, является входом для сигнала с выхода блока вычисления и автокомпенсации погрешности определения азимута 13, второй дополнительный вход блока выработки параметров ориентации 17, соединенный с седьмым входом блока выработки углов ориентации 12, является входом для сигнала со второго выхода блока управления подвесом 15, выход блока выработки параметров ориентации 17, на который поступают сигналы о продольном и поперечном наклонах θ и ψ, является выходом для подключения ко второму входу блока вычисления и автокомпенсации погрешности определения азимута 13, причем a, a, a - 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, микропроцессорных и силовых исполнительных элементов (электромагнитов) предлагаемым устройством обеспечиваются:
- повышение точности измерения азимута путем использования высокоточного гироскопа с компенсацией систематической составляющей ошибки в запуске (измерительная ось которого при измерениях ориентируется в плоскости основания ГГК в четырех различных положениях);
- возможность компенсации погрешности самоориентирования, обусловленной колебаниями объекта от ветровых нагрузок, хождения экипажа и др. по сигналам канала построения вертикали на двух из триады гироскопов (на гироскопах, измерительные оси которых расположены параллельно основанию ГГК в текущей рабочей ориентации триады гироскопов) и акселерометрах;
- возможность определения азимута в движении (сохраняется информация об азимутальном положении при гирокомпасировании);
- режим хранения азимутального угла с помощью высокоточного гироскопа при движении объекта (измерительная ось которого ориентируется по вертикали места (перпендикулярно основанию ГГК));
- определение углов наклона объекта на стоянке и при движении объекта;
- повышение надежности, увеличение ресурса, упрощение конструкции, снижение массы и габаритов.
Проведены экспериментальные исследования и моделирование работы ГГК, подтверждающие улучшение характеристик устройства. При реализации предлагаемого ГГК, в составе которого в качестве первого гироскопа 2 применяется высокоточный ВОГ фирмы «Оптолинк» ОИУС-1000 со случайным дрейфом 0.017 час, массой 1 кг, диаметром 150 мм, относительной стоимостью 2.6, а в качестве второго 3 и третьего 4 гироскопов -среднеточные ВОГ ОИУС-200 той же фирмы со случайным дрейфом 0.27 час, массой 0.22 кг, диаметром 70 мм и относительной стоимостью 1.0, в качестве первого 8 и второго 9 акселерометров - акселерометры АК-15-2 с относительной стоимостью 0.52, точность определения азимута достигает 0.07°·sec(широты) в рабочем диапазоне температур. Для устройства-прототипа в указанном составе чувствительных элементов точность определения азимута не превышает 0.76°·sec(широты) в рабочем диапазоне температур. При этом точность определения азимута 0.07°·sec(широты) в устройстве-прототипе может быть получена при условии применения триады ОИУС-1000 и акселерометров с соответствующим увеличением стоимости, массы и габаритов.