СПОСОБ ОПРЕДЕЛЕНИЯ НАВИГАЦИОННЫХ ПАРАМЕТРОВ И ВЕРТИКАЛИ МЕСТА Российский патент 1995 года по МПК G01C21/00 

Изобретение относится к гироскопическому приборостроению и может быть использовано преимущественно для обеспечения навигации морских, воздушных и наземных объектов, при геодезических и гравиметрических работах.

Известен способ выработки навигационных параметров и вертикали места, включающий измерение составляющих кажущегося ускорения при помощи акселерометров, установленных по осям приборного трехгранника, связанного с гироплатформой, формирование сигналов управления гироплатформой, отработку сформированного сигнала при помощи гироскопа и вычисление навигационных параметров и вертикали места на основе информации о составляющих абсолютной угловой скорости приборного трехгранника.

Недостатком известного способа является необходимость использования в нем гироплатформы с двумя трехстепенными гироскопами и трехосным подвесом гироплатформы, что усложняет реализацию способа и не обеспечивает требуемой точности.

Целью изобретения является упрощение реализации способа при повышении его точности.

Цель достигается тем, что в известном способе дополнительно измеряют составляющие кажущегося ускорения при помощи акселерометров, установленных не менее чем на одной дополнительной гироплатформе, сигналы управления основной и дополнительной гироплатформами формируют из условия обеспечения неравенства скоростных и отсутствия баллистических девиаций, а также из условия минимизации инструментальных погрешностей на точность выработки навигационных параметров, при этом горизонтальные составляющие абсолютной угловой скорости определяют по составляющим кажущегося ускорения, измеряемым при помощи горизонтальных акселерометров, установленных по одноименным осям гироплатформ, или по углам разности наклона осей кинематических моментов гироскопов относительно плоскости горизонта гироплатформ с учетом величин скоростных девиаций гироплатформ, а вертикальную составляющую абсолютной угловой скорости определяют по составляющим кажущегося ускорения, измеряемым при помощи горизонтальных акселерометров, установленных по одноименным осям гироплатформ, с использованием информации о горизонтальных составляющих абсолютной угловой скорости.

Существенная особенность известного способа заключается в том, что исходной информацией для определения выходных параметров являются выработанные три проекции абсолютной угловой скорости приборного трехгранника, моделирующего географический трехгранник Дарбу. Это значит, что в известном способе в том числе измеряется и формируется сигнал о вертикальной составляющей абсолютной угловой скорости приборного трехгранника от азимутального гироскопа гироплатформы инерциальной системы.

В известном способе гироплатформа включает в себя два трехстепенных гироскопа. Обязательной составной частью гироплатформы полуаналитической инерциальной системы является гироскоп, стабилизирующий гироплатформу в азимуте.

Другой ее особенностью является то, что карданный подвес, связывающий стабилизированную гироплатформу с объектом, выполнен в виде трехосного карданного подвеса. При этом одно карданное кольцо азимутальное, обеспечивающее свободу вращения гироплатформы вокруг вертикальной оси, имеет неограниченный угол поворота.

Для передачи электрических сигналов с неподвижной части прибора на гироплатформу и обратно на оси азимутального кольца монтируется специальная переходная контактная колонка, коллектор, кольца которого и контакты выполняются из золота, платины и иридия. При этом само азимутальное кольцо в значительной степени определяет конструктивы гироскопического модуля центрального прибора инерциальной системы.

В предложенном способе выработка навигационных параметров и вертикали места обеспечиваются без использования сигналов об азимутальном направлении гироплатформы в пространстве от гироскопа, стабилизирующего гироплатформу в азимуте. В предложенном способе сигнал об азимутальном направлении гироплатформы в азимуте вырабатывается аналитически.

Другими техническими результатами предложенного способа являются активное воздействие на влияние инструментальных погрешностей на точность выработки навигационных параметров, а также уменьшение влияния случайных погрешностей на точность выработки навигационных параметров.

Управляющие сигналы гироскопов задаются таким образом, чтобы обеспечить разную величину скоростной девиации у каждой стабилизированной гироплатформы и в то же время обеспечить отсутствие баллистической девиации.

Неодинаковое значение скоростных девиаций позволяет по разности сигналов одноименных акселерометров или по разности сигналов одноименных датчиков углов двух или более гироплатформ определить горизонтальные составляющие абсолютной угловой скорости трехгранника Дарбу. По известным значениям горизонтальных составляющих абсолютной угловой скорости трехгранника Дарбу по сигналам акселерометров и по сигналам датчиков углов качек объекта относительно стабилизированной гироплатформы определяют выходные параметры.

Задаваемые зависимости величин и их законов скоростных девиаций в каждой гироплатформе отражают влияние инструментальных погрешностей на точность выработки навигационных параметров. Из теоретического обоснования также следует, что в способе случайные инструментальные погрешности входящих гироплатформ уменьшаются за счет их осреднения.

Предварительные конструктивные проработки дают основание полагать, что по сравнению с существующими или разрабатываемыми компактными инерционными системами объем гиромодуля может быть уменьшен в 5-6 раз при использовании одних и тех же гироскопов и акселерометров.

Миниатюрное исполнение гиромодуля делает возможным использование его для буровых установок при разведке и добыче полезных ископаемых. Доукомплектование инерциальной системы по предлагаемому способу гравиметром позволит использовать его при гравиметрических работах. При этом в инерциальной системе миниатюризация гиромодуля осуществляется без ухудшения точностных параметров.

На чертеже представлена функциональная блок-схема инерциональной системы для осуществления способа.

Инерциальная система состоит из двух конструктивно идентичных стабилизированных гироплатформ 1 и 1' и блока 2 управления и выработки выходных параметров БУ ВВП. На каждой стабилизированной гироплатформе расположен один трехстепенной гироскоп 3 и 3'. При этом кинетический момент каждого гироскопа совпадает с направлением приборной вертикали данной стабилизированной гироплатформы. Гироскопы имеют датчики 4, 5 и 4', 5' моментов и датчики углов 6, 7 и 6, 7'. Кроме того, на каждой стабилизированной гироплатформе установлены акселерометры 8, 9 и 8', 9'. Оси чувствительности акселерометров на каждой гироплатформе ортогональны между собой и параллельны плоскости гироплатформы. Ось одного акселерометра параллельна внутренней оси 10 и 10' карданного подвеса гироплатформы. Наружная ось 11 и 11' карданного подвеса параллельна продольной оси объекта. Выходы датчиков 6, 7 и 6', 7' углов гироскопов 3 и 3' через посредство усилителей 12, 13 и 12'. 13' соединены с входами следящих двигателей 14, 15 и 14', 15', которые связаны с осями карданного подвеса. С этими же осями связаны датчики углов качек 16, 17 и 16', 17' относительно плоскости гироплатформы. Входы датчиков 4, 5 и 4', 5' момента гироскопов 3 и 3' соединены с соответствующими выходами блока 2 управления и выработки выходных параметров. Выходы акселерометров 8, 9 и 8', 9' и датчики углов качек 16, 17 и 16', 17' соединены с соответствующими входами БУВВП-2.

Выходами БУВВП для потребителей являются К курс объекта, V путевая скорость, ϕ- широта места, λ- долгота места, θ иΨ углы бортовой и килевой качек. На гироплатформы могут быть установлены гравиметрические чувствительные элементы. Гравиметрический чувствительный элемент может быть установлен на отдельной платформе и удерживаться в горизонте по сигналам θ иΨ выходов БУВВП.

Функционирует предлагаемая система следующим образом. Каждая гироплатформа с помощью следящих двигателей 14, 15 и 14', 15' соответственно по сигналам рассогласования датчиков углов 6, 7 и 6', 7' гироскопов 3 и 3' все время удерживается в одной плоскости с кожухом гироскопа.

Кожух каждого гироскопа вместе с гироплатформой приводится в положение, соответствующее заданному значению скоростной девиации для данной гироплатформы, с помощью моментов, накладываемых через датчики моменты 4, 5 и 4', 5' гироскопов 3 и 3' токами управления по сигналам, вырабатываемым в БУВВП. Поскольку заданные значения скоростных девиаций различные для каждой гироплатформы и, в свою очередь, пропорциональны горизонтальным составляющим абсолютной угловой скорости трехгранника Дарбу, разности показаний одноименных датчиков углов качек 16 и 16' и 17, 17' являются исходными источниками информации для определения горизонтальных составляющих абсолютной угловой скорости трехгранника Дарбу.

Выработку всех трех составляющих абсолютной угловой скорости трехгранника Дарбу, выходных параметров и влияние инструментальных погрешностей на точность выработки выходных параметров предлагаемым способом подтвердим теоретически.

В качестве исходной системы координат выберем трехгранник Дарбу ζηζ, повернутый вокруг вертикальной оси относительно географического трехгранника на угол К, соответствующий курсу объекта.

Проекции абсолютной угловой скорости трехгранника ζηζ на его соответствующие оси обозначим р, q, r.

Проекции ускорения вершины трехгранника ζηζ на его горизонтальные оси суть
W_ζ R(+rp);
W_η R(-+rq), где R радиус Земли, принятой за сферу.

Кажущееся ускорение по оси Оζ
W_ζ+g-R(p²+q²), где g ускорение силы тяготения.

Рассмотрим поведение двух гироплатформ.

С кожухом гироскопа первой гироплатформы жестко свяжем правую систему координат х₁ y₁ z₁. С кожухом гироскопа второй гироплатформы систему координат x₂ y₂ z₂.

Системы координат x₁ y₁ z₁ и x₂ y₂ z₂ образуются из системы координат ζηζ путем поворота вокруг осей оη₁ oy₁, oy₂ на углы β₁-и β₂; γ₁ и γ₂.

Управление гироскопом каждой гироплатформы осуществляют по сигналам акселерометров через датчики моментов. Оси чувствительности акселерометров совпадают соответственно с осями ЛХ₁, ОY₁ и ОХ₂, ОY₂.

Проекции абсолютной угловой скорости трехгранников X₁Y₁Z₁ и X₂Y₂Z₂на их оси ОX₁; ОY₁; ОХ₂; ОY₂ будет:
= p+-rγ₁; = p+-rγ₂;
= q+-rβ₁; = q+-rβ₂.

Проекции ускорения, замеряемые акселерометрами, будут
a= R(+rp-W_ζγ₁)+ΔΔa; a= R(+rp-W_ζγ₂)+ΔΔa;
a= R(-+rq-W_ζβ₁)+ΔΔa; a= R(-+rq-W_ζβ₂)+ΔΔa,
где ΔΔa_x1;ΔΔa_y1;ΔΔa_x2;ΔΔa_y2 инструментальные погрешности акселерометров.

В соответствии с прецессионной теорией гироскопа
= + ΔΔp₁; = + ΔΔq₁
для первой гировертикали;
= + ΔΔp₂; = + ΔΔq₂
для второй гировертикали, где M_x1,M_y1,M_x2,M_y2 управляющие моменты гироскопов;
Н кинетический момент гироскопа;
ΔΔр₁;ΔΔр₂;ΔΔq₁;ΔΔq₂ дрейфы гироскопов.

Потребуем, чтобы скоростные девиации гироплатформ удовлетворяли условиям
β₀₁= γ₀₁=
β₀₂= γ₀₂= (1) тогда β₁=β₀₁+Δβ₁;γ₁=γ₀₁+Δγ₁; β₂=β₀₂+Δβ₂;γ₂= γ₀₂+Δγ₂, где Δβ₁;Δγ₁;Δβ₂;Δγ₂ погрешности отклонения гироплатформ от заданного положения. Здесь и далее углы β₁;β₂;γ₁;γ₂ полагаютcя малыми, так что sin β₁; sin β₂; sin γ₁; sin γ₂;
cosβ₁=cosβ₂=cosγ₁=cosγ₂=1;
ω_o частота Шулера;
n₁ и n₂ заданные функции времени.

Одновременно обеспечим отсутствие баллистических девиаций при произвольном пространственном движении объекта.

Достаточным условием для выполнения этих требований является создание моментов вокруг осей прецессии гироскопов по законам, обеспечивающим
n₁(+rp)_пр+p_пр+
n₁(--rq)_пр+q_пр-
n₂(+rp)_пр+p_пр+
n₂(-+rq)_пр+q_пр-
Уравнения движения гироплатформ в этом случае примут вид
p+-rγ n₁(+rp)_пр+p_пр+ +ΔΔp₁+rΔγ₀₁+
p+-rβ n₁(-+rp)_пр+q_пр- +ΔΔq₁-rΔβ₀₁+
p+-rγ n₂(+rp)_пр+p_пр+ +ΔΔp₂+rΔγ₀₂+
q++rβ n₂(-+rq)_пр+q_пр- +ΔΔq₂-rΔβ₀₂+
где Δγ₀₁,Δβ₀₁,Δγ₀₂ и Δβ₀₂ -к погрешность неперпендикулярности осей чувствительности акселерометров с осью кинетического момента гироскопа;
Δl₁ и Δl₂ смещение центра тяжести гироподвеса вдоль оси кинетического момента;
m масса гироскопа.

Имея ввиду, что
(+rp)_пр= +rp-+
(-+rq)_пр= --rq++
где


Для случая, когда горизонтальные составляющие абсолютной угловой скорости трехгранника Дарбу ζηζ определяются по данным датчиков углов качек гироплатформ θ₁Ψ₁ и θ₂Ψ₂
p_пр= p- +
q_пр= q+ где Δγ₁-Δγ₂; Δβ₁-Δβ₂; Δθ₁-Δθ₂; ΔΨ₁-ΔΨ₂;
Δθ₁; Δθ₂; ΔΨ₁;ΔΨ₂ инструментальные погрешности датчиков углов качек. получим следующие уравнения ошибок системы:
+rΔp_пр++ + (+r++r)
-r-Δp_пр= +r+ -(n₁-n₂) (2)
-+rΔq_пр-+ + (-r-+r)
-+r-Δq_пр= -r+ n₁n₂--(n₁-n₂),
где Δp Δq
ΔΔp₁-ΔΔp₂,
ΔΔq₁-ΔΔq₂,

p
Δl₁-Δl₂,

=
=
Горизонтальные составляющие абсолютной угловой скорости трехгранника Дарбу ζηζ могут определяться также по сигналам акселерометров гироплатформ.

Если условия эксплуатации объекта таковы, что вертикальные ускорения объекта не вызывают существенных погрешностей,
p_пр= q_пр=
Для объектов, где могут быть недопустимо большие вертикальные ускорения
p_пр= q_пр= где a_z1и a_z2 сигналы акселерометров, оси чувствительности которых параллельны соответствующим осям кинематических моментов гироскопов (на функциональной блок-схеме они не указаны). Выходы этих акселерометров могут быть связаны с соответствующими входами блока управления и выработки выходных параметров.

Уравнения ошибок в этом случае не будут содержать погрешностей датчиков углов качек. Их место займут погрешности акселерометров, вырабатывающие сигналы a_z1 и a_z2-ΔΔa_z1иΔΔa_z2:
a= W_ζ-R(+rp) -R(-+rq) +ΔΔa;
a= W_ζ-R(+rp) -R(-+rq) +ΔΔa
Система уравнений (2) характеризует поведение погрешностей выработки горизонтальных составляющих абсолютной угловой скорости трехгранника ζηζ и ошибки выработки приборной вертикали места.

Вертикальную составляющую абсолютной угловой скорости трехгранника Дарбу ζηζнайдем по показаниям акселерометров и по известным значениям горизонтальных составляющих р_пр и q_пр. Для этого воспользуемся выражением
r_пр= откуда
Δr + [(++r+2Δγ_o)sinK-(-+r-
-2Δβ_o)cosK] (3)
Навигационные параметры находятся по составляющим абсолютной угловой скорости трехгранника ζηζ следующим образом:
p_прcosK_пр+q_прsinK_пр= -;
q_прcosK_пр-p_прsinK_пр= ω cos ϕ_пр-
r_пр= ω sin ϕ_пр+ tg ϕ_пр-, где К_пр приборное значение курса объекта;
ϕ_пр приборное значение широты места;
v_Е приборное значение восточной составляющей скорости объекта относительно Земли.

Уравнения ошибок автономного определения курса объекта и широты места тогда запишутся
+(ω+)ΔK_прcosϕ -(Δp_прcosK+Δq_прsinK)
-(ΔKosϕ)+(ω+)Δϕ_пр= Δr_прcosϕ-(Δq_прcosK-Δp_прsinK)sinϕ (4)
где Δϕ_пр ошибка определения широты места;
ΔK_пр ошибка определения курса объекта;

Ошибка автономного определения скорости изменения долготы места будет:
= (Δq_прcosK-Δp_прsinK)cosϕ+Δr sinϕ+(ΔKinϕ) (5)
Путевая скорость определяется как
v
Вертикаль места вырабатывается по показаниям датчиков углов качек
θ_пр= Ψ_пр= Ошибкой вертикали места будет
Δθ_пр= -; ΔΨ - где
Из (1) следует, что n₁ и n₂ характеризуют величину скоростной девиации.

Из (2), (3) и (4), (5) следует, что параметры n₁ и n₂ воздействуют на влияние инструментальных погрешностей на точность выходных параметров. Это влияние зависит как от величин n₁ и n₂, так и от закона их изменения.

Так, задаваясь, например, законом для n₁ n₀₁ + b₁sin ω₁t; n₂ n₀₂ + b₂sin ω₂t, где b₁ < n₀₁; b₂ < n₀₂, можно выделить определенные инструментальные погрешности и их компенсировать, при сравнении выходных параметров по координатам места со счислимыми координатами, выработанными по данным лага, или по данным других автономных средств.

Из (2) и (3) также следует, что случайные погрешности двух гироплатформ осредняются, хотя функционально две гироплатформы составляют одну инерциальную систему. Это значит, что при использовании трех гироплатформ с точки зрения надежности мы имеем две инерциальные системы, а с точки зрения точности каждая гироплатформа будет вносить свой вклад в осреднение случайных погрешностей.

Изобретение относится к гироскопическому приборостроению и может быть использовано в навигации морских, воздушных и наземных объектов, а также для гравиметрических и маркшейдерских работ. Цель изобретения - упрощение реализации способа при повышении его точности. В способе выходные параметры вырабатываются по сигналам акселерометров и датчиков углов качек не менее двух гироплатформ, в двухосном кардановом подвесе с трехстепенным гироскопом каждая, а управляющие сигналы гироскопов задаются так, чтобы обеспечить разную величину скоростной девиации у каждой стабилизированной гироплатформы и в то же время обеспечить отсутствие баллистических девиаций. Закон поведения скоростной девиации у гироплатформ задают из условия наименьшего влияния инструментальных погрешностей на точность выработки выходных параметров. 1 ил.

СПОСОБ ОПРЕДЕЛЕНИЯ НАВИГАЦИОННЫХ ПАРАМЕТРОВ И ВЕРТИКАЛИ МЕСТА, включающий измерение составляющих кажущегося ускорения при помощи акселерометров, установленных по осям приборного трехгранника, связанного с гироплатформой, формирование сигналов управления гироплатформой, отработку сформированных сигналов при помощи гироскопов и вычисление навигационных параметров и вертикали места на основе полученной информации о составляющих абсолютной угловой скорости приборного трехгранника, отличающийся тем, что дополнительно измеряют составляющие кажущегося ускорения при помощи акселерометров, установленных не менее чем на одной дополнительной гироплатформе, сигналы управления основной и дополнительной гироплатформами формируют из условия обеспечения неравенства скоростных и отсутствия баллистических девиаций, а также из условия минимизации влияния инструментальных погрешностей на точность выработки навигационных параметров, при этом горизонтальные составляющие абсолютной угловой скорости определяют по составляющим кажущегося ускорения, измеряемым при помощи горизонтальных акселерометров, установленных по одноименным осям гироплатформ, или по углам разности наклона осей кинетических моментов гироскопов относительно плоскости горизонта гироплатформ с учетом величин скоростных девиаций гироплатформ, а вертикальную составляющую абсолютной угловой скорости определяют по составляющим кажущегося ускорения, измеряемым при помощи горизонтальных акселерометров, установленных по одноименным осям гироплатформ, с использованием информации о горизонтальных составляющих абсолютной угловой скорости.