Способ регулировки динамически настраиваемого гироскопа в составе инерциальной навигационной системы Российский патент 2021 года по МПК G01C21/00 

Изобретение относится к области приборостроения, преимущественно гироскопического, и может быть использовано при производстве инерциальных навигационных систем (ИНС) на динамически настраиваемых гироскопах (ДНГ).

Известен способ уменьшения изменения во времени скорости дрейфа ДНГ в запусках, применяемых в ИНС, путем использования при изготовлении технологической операции газовой очистки его внутренней полости и заполнения рабочим газом. В известном способе заполнения газом динамически настраиваемых гироскопов (см. авторское свидетельство SU №1713342 по кл. G01C 25/00 от 15 октября 1991 г.) очистка внутренней полости осуществляется ее вакуумным обезгаживанием, откачкой образовавшейся газовой смеси, продувкой внутренней полости ДНГ водородом, последующим ее заполнением рабочим газом и герметизацию. Однако ДНГ имеет шарикоподшипниковую опору, в которой используют консистентную смазку, что не позволяет проводить более высокую степень очистки внутренней полости в связи с тем, что при этом происходит интенсивное испарение смазки и не обеспечивается требуемый ресурс ДНГ. При изготовлении ДНГ может возникать монотонное изменение во времени скорости дрейфа при запуске, которое ограничивает их выпуск. Это изменение скорости дрейфа обусловлено возникновением в ДНГ газодинамического момента, действующего на его ротор, вследствие происходящего в процессе наработки изменения состояния газовой среды в его внутренней полости, связанного с газовыделениями из смазки шарикоподшипниковой опоры и других элементов.

Для уменьшения возникающего монотонного изменения скорости дрейфа в запуске используют методы ее регулировки на стадии загерметизированного ДНГ. Так в известном способе регулировки трехстепенного гироскопа (см. авторское свидетельство SU №1612700 по кл. G01C 19/22 от 20 января 1994 г.) с целью уменьшения погрешности, обусловленной газодинамическим моментом, нагрев кожуха ДНГ осуществляют локально и несимметрично, при этом минимальное динамическое изменение скорости дрейфа по одной оси достигается нагревом кожуха по перпендикулярной оси. Для реализации этого способа ДНГ должен иметь специальную систему термостатирования, позволяющую неравномерно нагревать локальные зоны кожуха и регулировать температуру их нагрева. В стандартных ДНГ, которые не имеют такой системы термостатирования, регулирование монотонного изменения скорости дрейфа с помощью системы термостатирования не представляется возможным.

За прототип взят способ регулировки динамически настраиваемого гироскопа (см. авторское свидетельство SU №1245046 по кл. G01C 25/00 от 15 марта 1986 г.). В этом способе предлагается уменьшение изменения скорости дрейфа, вызванного нестационарными газодинамическими моментами проводить путем изменения взаимного положения корпуса и ротора ДНГ, работающего в режиме обратной связи по току датчика момента. Для этого вводят разные постоянные смещения в электрические связи между датчиками угла и датчиками моментов ДНГ до достижения минимального изменения скорости дрейфа во времени при запуске. Данное смещение реализуют с помощью мостовой схемы датчиков углов ДНГ, которая располагается на его корпусе и является одним целым с ним. При регулировке, изменяя параметры мостовой схемы, например, величину ее сопротивлений, вызывают появление сигналов на датчиках углов ДНГ, которые по цепи обратной связи поступают в его датчики моментов. Датчики моментов создают момент, который поворачивает ротор ДНГ в положение, при котором сигнал рассогласования на датчиках углов исчезнет. Изменение углового положения ротора по отношению к корпусу и валу двигателя вызовет изменение газодинамического момента, действующего на ротор. Изменяя таким образом угловое положение ротора, можно найти такое его положение, при котором монотонное изменение скорости дрейфа ДНГ при запуске, вызванное нестационарным газодинамическим моментом, становится минимальным.

В известном способе после проведения автономной регулировки ДНГ по определению углового положения ротора путем подбора параметров мостовой схемы датчиков угла, которое минимизирует монотонное изменение скорости дрейфа в запуске, мостовую схему датчиков углов герметизируют, заливая герметиком, и доступ к элементам схемы становится невозможным. В таком окончательном виде ДНГ устанавливают в гироплатформу ИНС. Тепловое поле ДНГ в гироплатформе отличается от его теплового поля при автономных регулировках и испытаниях вследствие воздействия на него внутренних источников возмущения гироплатформы, обусловленных, например, температурным влиянием источников тепла гироплатформы (нагреватели системы термостатирования гироплатфомы, соседний термостатируемый ДНГ, обдув вентилятора гироплатформы). Изменение теплового поля ДНГ вызовет его температурные деформации, например, деформацию его кожуха, что приведет к изменению газодинамических зазоров и возможному увеличению монотонной скорости дрейфа. К увеличению монотонной скорости дрейфа ДНГ при запуске ИНС также приводит изменение состояния его газовой среды вследствие гажения элементов, особенно консистентной смазки шарикоподшипниковой опоры в процессе наработки. Если величина монотонной скорости дрейфа ДНГ в составе ИНС превысила пределы допуска, то возникают завышенные погрешности определения ИНС параметров ориентации и навигации, но подрегулировать его в составе системы не представляется возможным. В этом случае приходится снимать с ИНС гироплатформу и извлекать из нее ДНГ, который заменяют на другой соответствующий требуемым параметрам. При малой наработке снятый ДНГ пытаются восстановить путем дополнительной газовой очистки, но не всегда это удается выполнить. Таким образом если в отрегулированном известным способом ДНГ путем изменения параметров мостовой схемы при работе в составе ИНС возникает завышенное изменение монотонной скорости дрейфа, то такой ДНГ, как правило заменяют на новый, что увеличивает трудоемкость изготовления системы, а при отказе в эксплуатации стоимость ее ремонта. Отсутствие при использовании известного способа возможности подрегулировать монотонное изменение скорости дрейфа ДНГ в составе ИНС, приводит к возможной работе системы при предельных погрешностях, что снижает точность ориентации и навигации объекта.

Техническим результатом, который может быть получен при осуществлении настоящего изобретения, является обеспечение возможности регулировки ДНГ в составе ИНС, позволяющей уменьшить монотонное изменение газодинамической скорости дрейфа ДНГ и обусловленных ею погрешностей выработки ИНС параметров ориентации и навигации без замены гироскопа в системе.

Технический результат достигается тем, что в известном способе регулировки динамически настраиваемого гироскопа, включающем изменение взаимного углового положения элементов корпуса гироскопа и его ротора, дополнительно предварительно устанавливают инерциальную навигационную систему на динамически настраиваемых гироскопах, имеющую термостатируемую, управляемую в азимуте и стабилизированную в плоскости горизонта гироплатформу с четырехосным кардановым подвесом, включающим дополнительную следящую раму, на горизонтальное неподвижное относительно Земли основание таким образом, чтобы ось дополнительной рамы, направляемая на объекте в сторону движения, была ориентирована на Север, запускают инерциальную навигационную систему, с включением системы термостатирования, производят выставку стабилизированной площадки гироплатфомы в плоскость горизонта и по направлению на Север, когда ее датчики углов рыскания, крена, тангажа показывают нулевые значения, далее удерживают в этом пространственном положении стабилизированную площадку, подают с помощью вычислителя инерциальной навигационной системы на вход усилителя канала курсовой стабилизации гироплатформы и на вход усилителя электрической пружины гироскопа этого канала сигналы уставок соответственно U₁, U_ЭП, а на вход усилителей стабилизации каналов крена и тангажа гироплатформы сигналы уставок соответственно U₂, U₃, и с момента готовности инерциальной навигационной системы измеряют в течение одного часа изменения во времени параметров ориентации и навигации, вырабатываемых инерциальной навигационной системой, аналогично выполняют другие запуски с измерениями параметров ориентации и навигации при одинаковых температурах окружающей среды и начальных тепловых состояниях инерциальной навигационной системы, но при других значениях сигналов уставок, находят сигналы уставок U₁₀, U_ЭП0, U₂₀, U₃₀, минимизирующие погрешности выработки инерциальной навигационной системой параметров ориентации и навигации при запуске, а в рабочих режимах инерциальной навигационной системы подают, сформированные в вычислителе, сигналы уставок:

U_1Р=U₁₀ в канал курсовой стабилизации;

U_эпр=U_ЭП0 в канал электрической пружины гироскопа курсового канала;

U_2P=U₂₀Cosψ_г+U₃₀Sinψ_г в канал стабилизации по крену;

U_3P=U₃₀Cosψ_г-U₂₀Sinψ_г в канал стабилизации по тангажу,

где ψ_г - угол поворота рамы внутреннего крена относительно стабилизированной площадки, который измеряют с помощью датчика угла гироплатформы этого поворота.

На фиг. 1 представлена кинематическая схема гироплатформы инерциальной навигационной системы на ДНГ с четырехосным кардановым подвесом, который имеет: ось OA подвеса стабилизированной площадки (СП), ось ОВ подвеса рамы внутреннего крена (РВК), ось ОС подвеса рамы тангажа (РТ), ось ОД подвеса дополнительной рамы (ДР). Гироплатформа содержит: стабилизированную площадку 1, расположенную в кардановом подвесе, раму внутреннего крена 2, раму тангажа 3, дополнительную раму наружного крена 4. На СП 1 расположены: ДНГ 5 курсового канала, ДНГ 6 каналов крена и тангажа, акселерометры 7 и 8 с горизонтальными осями чувствительности, акселерометр 9 с вертикальной осью чувствительности. По оси OA стабилизированной площадки установлены: датчик 10 угла поворота ψ_г РВК относительно СП, преобразователь координат 11 и разгрузочный датчик момента 12 системы стабилизации. По оси ОВ рамы внутреннего крена установлены: датчик угла 13 поворота ϕ_г РТ относительно РВК и разгрузочный датчик момента 14. По оси ОС рамы тангажа установлены датчик угла 15 поворота υ_г ДР относительно РТ и разгрузочный датчик момента 16. По оси ОД дополнительной рамы расположены датчик угла 17 поворота γ_г объекта относительно ДР, датчик момента 18 следящей системы канала ДР. В состав ДНГ 5 и 6 входят соответственно датчики угла 19,20 и 26, 27, датчики моментов 21, 22 и 28, 29, ротора 23 и 30, внутренние кардановые подвесы 24 и 31 с кардановыми рамками и упругими торсионами, валы 24 и 32 двигателей ДНГ. Система стабилизации СП имеет усилители стабилизации курсового канала 12 и каналов тангажа и крена соответственно 34 и 35, усилитель 36 электрической пружины ДНГ 5 и усилитель 37 канала следящей системы ДР.

Гироплатформа на ДНГ является индикаторной. При действии вокруг осей карданового подвеса вешних возмущающих моментов СП отклоняется от заданного положения. Углы отклонения СП измеряются с помощью датчиков углов ДНГ. Сигналы с датчиков углов ДНГ поступают на усилители, а с них - на обмотки датчиков моментов стабилизации, моменты которых уравновешивают внешние возмущающие моменты. Удерживая СП в заданном пространственном положении, с точностью до ошибок стабилизации, каждый из двух ДНГ, расположенных на СП, имеет две измерительные оси. Одна из измерительных осей ДНГ 5 является избыточной. Для исключения возможности ротору 23 ДНГ 5 лечь на упор, что повлечет отказ системы стабилизации, в избыточном канале ДНГ 5 применена система электрической пружины, включающей датчик угла 20, усилитель 36 и датчик момента 21.

При повороте объекта и корпуса гироплатформы относительно оси OA СП на угол ψ_г вместе с ними развернутся ось ОВ подвеса РВК и ось ОС подвеса РТ. При наличии угла ψ_г разворот СП относительно, например, оси РТ будет измеряться не только датчиком угла 27 ДНГ 6, но и его датчиком угла 26, в результате чего появится нежелательная взаимосвязь между каналами стабилизации, которая при больших величинах ψ_г приведет к неустойчивости системы стабилизации. Для исключения такой возможности на ось OA стабилизированной площадки установлен преобразователь координат 10 и сигналы с датчиков углов 26 и 27 ДНГ 6, управляющих разгрузочными датчиками моментов, расположенных по оси ОВ РВК и оси ОС РТ, пропускают через преобразователь координат 10. При идеальном преобразователе координат эти каналы становятся независимыми.

Для нормального функционирования ИНС при любых эволюциях объекта в ее гироплатформе применена дополнительная следящая рама 4, ось вращения которой ОД в исходном положении совпадает с осью ОВ рамы внутреннего крена 2.

При рассмотрении сущности предлагаемого способа используем следующие системы координат (СК):

O_гX_гY_гZ_г - географическая СК, в которой начало СК находится на поверхности земного эллипсоида, ось О_гХ_г лежит в плоскости местного меридиана и направлена к северному полюсу, ось O_гY_г направлена по вертикали к земному эллипсоиду, ось O_гZ_г направлена на восток;

O_кX_кY_кZ_к - СК связанная с корпусом ИНС, начало координат помещен в центр масс объекта, оси О_кХ_к и O_кY_к расположены в вертикальной плоскости симметрии объекта, ось О_кХ_к направлена вдоль продольной оси объекта, а ось O_кY_к - по перпендикуляру к оси О_кХ_к, лежащему в вертикальной плоскости симметрии объекта, ось O_кZ_к образует правую СК;

O₁X₁Y₁Z₁ - СК, связанная с СП. Начало СК помещено в центр пересечения осей OA, ОВ, ОС, ОД гироплатформы, ось O₁X₁ направлена по оси РВК ОВ в направлении продольной оси объекта, ось O₁Y₁ направлена по оси платформы OA вверх, ось O₁Z₁ направлена так, чтобы СК была правой;

O₂X₂Y₂Z₂ - СК, связанная с РВК. Начало СК помещено в центр пересечения осей OA, ОВ, ОС, ОД гироплатформы, ось О₂Х₂ направлена по оси РВК ОВ, ось O₂Y₂ направлена по оси вращения СП OA, ось O₂Z₂ направлена так, чтобы СК была правой;

O₃X₃Y₃Z₃ - СК, связанная с РТ. Начало СК помещено в центр пересечения осей гироплатформы OA, ОВ, ОС, ОД, ось О₃Х₃ направлена по оси ОВ РВК в направлении продольной оси объекта, ось O₃Z₃ направлена по оси ОС рамы тангажа в сторону правого борта объекта, ось O₃Y₃ направлена так, чтобы СК была правой;

O₄X₄Y₄Z₄ - СК, связанная с РТ. Начало СК помещено в центр пересечения осей гироплатформы OA, ОВ, ОС, ОД, ось О₄Х₄ направлена по оси ОД дополнительной рамы в направлении продольной оси объекта, ось O₄Z₄ направлена по оси ОС рамы тангажа в сторону правого борта объекта, ось О₄Y₄ направлена так, чтобы СК была правой;

O_г1X_г1Y_г1Z_г1 - СК, связанная с корпусом ДНГ канала крена и тангажа. Начало СК помещено в центр пересечения осей внутреннего карданового подвеса, оси O_г1X_г1 и O_г1Y_г1 расположены в измерительной плоскости ДНГ, при этом ось O_г1X_г1 параллельна оси O₁Z₁ стабилизированной площадки и направлена в противоположную сторону, ось Or_г1Y_г1 параллельна оси О₁Х₁ СП и направлена в противоположную сторону, ось O_г1Z_г1 направлена вдоль оси собственного вращения ротора ДНГ и образует правую СК;

O_г2X_г2Y_г2Z_г2 - СК, связанная с корпусом ДНГ канала курса. Начало СК помещено в центр пересечения осей внутреннего карданового подвеса, оси О_г2Х_г2 и O_г2Y_г2 расположены в измерительной плоскости ДНГ, при этом ось О_г2Х_г2 параллельна оси O₁Z₁ стабилизированной площадки и направлена в противоположную сторону, ось O_г2Y_г2 параллельна оси O₁Y₁ СП и направлена в противоположную сторону, ось O_г2Z_г2 направлена вдоль оси собственного вращения ротора ДНГ и образует правую СК;

O_p1X_p1Y_p1Z_p1 - СК осей Резаля, связанная с ротором ДНГ канала крена и тангажа. Начало СК помещено в центр пересечения осей внутреннего карданового подвеса, ось O_p1X_p1 в исходном положении совпадает с измерительной осью O_г1X_г1 ДНГ и направлена в сторону датчика угла 27, ось O_p1Y_p1 в исходном положении совпадает с измерительной осью O_г1Y_г1 ДНГ и направлена в сторону датчика угла 26, ось O_p1Z_p1 направлена вдоль оси собственного вращения ротора ДНГ и образует правую СК;

O_p2X_p2Y_p2Z_P2 - СК осей Резаля, связанная с ротором ДНГ канала курса. Начало СК помещено в центр пересечения осей внутреннего карданового подвеса, ось О_р2Х_Р2 в исходном положении совпадает с измерительной осью О_г2Х_г2 ДНГ и направлена в сторону датчика угла 20, ось O_P2Y_P2 в исходном положении совпадает с измерительной осью O_г2Y_г2 ДНГ и направлена в сторону датчика угла 19, ось O_p2Z_P2 направлена вдоль оси собственного вращения ротора ДНГ и образует правую СК;

На фиг. 2 показано взаимное исходное расположение СК O_гX_гY_гZ_г, O_kX_kY_kZ_k, O₁X₁Y₁Z₁, O₂X₂Y₂Z₂, O₃X₃Y₃Z₃, O₄X₄Y₄Z₄, O_г1X_г1Y_г1Z_г1, O_г2X_г2Y_г2Z_г2, O_p1X_p1Y_p1Z_p1, O_p2X_p2Y_p2Z_P2 O_p2X_P2Y_p2Z_P2 (на фиг. 2 центры СК помещены в одну точку O_i, где i=г, к, 1, 2, 3, 4, г1, г2, p1, р2; Н-вектор кинетического момента ДНГ) до регулировки угловых положений роторов ДНГ. Для обеспечения при регулировке перпендикулярности всех осей карданового подвеса гироплатформы, нулевого значения угла рыскания ψ_г, измеряемого датчиком угла курсового канала, а также воспроизведения ориентации СП аналогичной ее ориентации при работе на объекте, корпус ИНС располагают на неподвижном относительно Земли горизонтальном основании, а СП гироплатформы выставляют таким образом, чтобы связанная с ней СК O₁X₁Y₁Z₁ совпадала с географической СК O_гX_гY_гZ_г, как показано на фиг. 2. В процессе регулировки географическая ориентация СП сохраняется ИНС.

Задачей регулировок ДНГ в составе ИНС является определение угловой ориентации их вращающихся роторов относительно корпусов, которая обеспечивает уменьшение изменения скоростей дрейфов, обусловленных действием газодинамических моментов. При наклоне ротора относительно корпуса ДНГ изменяются параметры зазоров между поверхностью вращающегося ротора и не вращающимися элементами конструкции, связанными с корпусом. Изменение этих зазоров меняет величины газодинамических моментов, действующих по осям ротора, на определенных углах наклона происходит минимизация газодинамических моментов и как следствие уменьшение изменения во времени скоростей дрейфа ДНГ и погрешностей выработки ИНС параметров ориентации и навигации.

При регулировании ДНГ 5 в курсовой канал стабилизации гироплатформы ИНС, на вход усилителя стабилизации 33 (см. фиг. 1), и в канал электрической пружины этого ДНГ, на вход усилителя 36, подают сигналы уставок соответственно U₁ и U_эп. Появившийся на входе усилителя 33 сигнал U₁ обусловит работу разгрузочного датчика момента 12 канала курсовой стабилизации. Возникший при этом момент начнет поворачивать СП и соответственно корпус ДНГ 5 вокруг ее оси OA. При этом ротор 23 ДНГ 5 с точность до величины собственной скорости дрейфа, которая несравненно мала относительно скорости поворота СП, будет сохранять в географической СК неизменное положение, которое ему обеспечивает алгоритм работы ИНС. В ДНГ 5, при повороте его корпуса относительно ротора вокруг измерительной оси O_г2Y_г2, датчиком угла 19 выработается сигнал U_уг2. Фазировка канала стабилизации такова, что этот сигнал, пройдя через соответствующий усилительный тракт, будет вычитаться из сигнала уставки U₁ на входе усилителя стабилизации 33. Нарастание угла отклонения корпуса ДНГ 5 относительно его ротора 23 будет происходить до тех пор, пока согнал с датчика угла не компенсирует сигнал уставки и на входе усилителя 33 будет только нулевой сигнал. При этом угол Q_уг2 отклонения ротора 23 вокруг оси измерительной оси О_г2Y_г2 будет равен углу ψ_г1 поворота СП вокруг РВК (см. фиг 3). Величина этого угла составит Q_уг2=К_уг2U₁, где К_уг2 масштабный коэффициент курсового канала стабилизации. Из практики известно, что для приемлемого уменьшения изменения во времени газодинамической скорости дрейфа типичного ДНГ требуются наклоны ротора порядка единиц угловых минут, при этом угол до упора ротора равен десяткам угловых минут.

Сигнал уставки U_эп на входе усилителя электрической пружины обусловит появления тока в датчике момента 21 ДНГ 5, который приложит момент, действующий по оси O_P2Y_P2 ротора 23. В результате действия этого момента ротор 23 начнет прецессировать вокруг оси ротора O_Р2Х_Р2 до тех пор, пока угол отклонения ротора Q_хг2 не достигнет величины, при которой вырабатываемый датчиком угла 20 сигнал U_хг2 не скомпенсирует уставку U_ЭП. Таким образом ротор 23 отклонится на угол Q_хг2, а на входе усилителя электрической пружины вновь образуется нулевой сигнал и в дальнейшем система электрической пружины, следя за этим нулевым сигналом, будет удерживать ротор на этом угле.

На фиг. 3 показано взаимное расположение СК O_гX_гY_гZ_г, O_кX_кY_кZ_к, O_г2X_г2Y_г2Z_г2, O_p2X_P2Y_p2Z_P2 (на фиг. 3 центры СК помещены в одну точку O_j, где j=г, к, г2, р2) после регулировки углового положения роторов курсового ДНГ.

Таким образом, поданные сигналы уставок в курсовой канал стабилизации и канал электрической пружины, вызвали отклонения его ротора относительно корпуса по двум его измерительным осям и поворот СП по курсу на угол ψ_г=Q_yp2.

При регулировании каналов стабилизации по крену и тангажу на вход усилителей стабилизации 35 и 34 (см. фиг. 1) подают сигналы уставок U₂ и U₃. В результате действия сигнала U₂ разгрузочный двигатель 14 начнет поворачивать РВК, СП и соответственно ДНГ 6 вокруг оси ОВ. Одновременно с этим сигнал уставки U₃ обусловит работу разгрузочного двигателя 16, поворот СП, корпуса ДНГ 6 вокруг оси ОС. При этом ротор 30 ДНГ 6 будет сохранять в географической СК неизменное положение. В ДНГ 6 вследствие поворота его корпуса относительно ротора 30 вокруг измерительных осей ОХ_г1 и OY_г1 датчиками углов 27, 26 вырабатываются сигналы U_хг1, U_уг1. Фазировка каналов стабилизации по крену и тангажу такова, что сигналы U_хг1, U_уг1, пройдя через усилительные тракты, будут вычитаться из сигналов уставок U₂, U₃ на входах усилителей стабилизации соответственно 35 и 34. Нарастание углов отклонения корпуса ДНГ 6 относительно его ротора 30 будет происходить до тех пор, пока сигналы с датчиков углов 27 и 26 не скомпенсируют сигналы уставок U₂, U₃, и на входах усилителей 35 и 36 не образуются рабочие нулевые сигналы.

При проведении режима начальной выставки ИНС, перед режимом навигации, устраняются наклоны СП по крену и тангажу и измерительные оси ДНГ 6 при этом устанавливаются в горизонтальную плоскость, а его ротор 30 будет иметь наклон относительно корпуса, характеризуемый углами Q_хг1 и Q_уг1. В процессе начальной выставки вектор кинетического момента ДНГ 6 будет приведен в плоскость меридиана, а его измерительная ось OY_г1 будет направлена по вертикали.

Использование предлагаемого способа в ИНС на маневренном объекте потребует определение рабочих сигналов уставок U_2P и U_3р, подаваемых на вход усилителей каналов стабилизации крена и тангажа, зависящих от курса объекта. Применение следящей системы дополнительной рамы, включающей датчик угла крена 13, усилитель 37 и датчик момента 18, позволяет удерживать угол ϕ_г поворота РВК равным нулю при маневрах объекта. При этом внутренние оси карданового подвеса СП сохраняют ортогональность, что позволяет раскладывать сигналы ДНГ 6 в функции угла поворота ψ_г только по курсовой оси OA. В результате проведенной регулировки углы наклона ротора ДНГ 6 по осям чувствительности OX_г1 и OY_г1, имеют величины Q⁰_хг1 и Q⁰_уг1. Эти угловые величины должны быть постоянными при произвольных углах рыскания ψ_г объекта для того, чтобы сохранить достигнутые в процессе регулировки минимальные изменения во времени скоростей дрейфа ДНГ 6 и соответственно параметров ориентации и навигации ИНС. Углам наклона ротора ДНГ 6 Q⁰_хг1 и Q⁰_уг1 на входе усилителей стабилизации 35 и 34 при ψ_г=0 соответствуют сигналы уставок U₂⁰ и U₃⁰, которые компенсируются сигналами U_хг1⁰ и U_уг1⁰ c датчиков углов 27 и 26 ДНГ 6. При повороте объекта на угол \|/_г величины этих сигналов с датчиков углов 27 и 26 должны быть сохранены, чтобы остались прежними углы наклона ротора Q⁰_хг1 и Q⁰_уг1, но при этом, пройдя через преобразователь координат 10, они обусловят на входах усилителей стабилизации 35 и 34 соответственно рабочие сигналы отдатчиков углов

U_2ду=U_хг1⁰Cosψ_г-U_уг1⁰Sinψ_г,

U_3ду=U_хг1⁰Sinψ_г+U_уг1⁰Cosψ_г.

Для обеспечения сохранности углов наклона Q⁰_хг1 и Q⁰_уг1 ДНГ 6 при повороте объекта на угол ψ_г эти сигналы сдатчиков углов должны быть скомпенсированы следующими рабочими сигналами уставок

U₂=-U_хг1⁰Cosψ_г+U_уг1⁰Sinψ_г,

U₃=-U_хг1⁰Sinψ_г-U_уг1⁰Cosψ_г.

Учитывая, что U_хг1⁰=-U₂⁰, U_уг1⁰=-U₃⁰, рабочие сигнала уставок будут иметь вид

U₂=U_хг1⁰Cosψ_г-U_уг1⁰Sinψ_г,

U₃=U_хг1⁰Sinψ_г+U_уг1⁰Cosψ_г.

Таким образом, предлагаемый способ регулировки динамически настраиваемых гироскопов в составе инерциальной навигационной системы имеет следующие отличия от известного способа:

- вводится новое действие, связанное с наклоном роторов ДНГ, работающих в составе ИНС;

- вводится новое действие, связанное с реализацией наклонов роторов ДНГ путем подачи сигналов уставок на вход усилителей каналов стабилизации гироплатформы ИНС и на вход усилителя электрической пружины избыточного канала курсового ДНГ;

- вводится новое действие, связанное с определением рабочих сигналов уставок, подаваемых в каналы стабилизации гироплатформы ИНС, на основе измерения ее параметров ориентации и навигации при разных углах наклона роторов ДНГ

- представлена новая формульная зависимость для рабочих сигналов уставок, подаваемых на входы усилителей стабилизации каналов крена и тангажа, являющаяся функциональной зависимостью от угла рыскания, для четырехосной гироплатформы с дополнительной рамой;

- предложено новое качество, связанное с уменьшением погрешностей ИНС, вызванных газодинамической скоростью дрейфа ДНГ, путем ее регулирования в составе ИНС без снятия и замены ДНГ в гироплатформе.

На фиг. 1 представлена кинематическая схема гироплатформы с четырехосным кардановым подвесом инерциальной навигационной системы на динамически настраиваемых гироскопах.

На фиг. 2 показано взаимное расположение систем координат O_rX_rY_rZ_r, O_кX_кY_кZ_к, O₁X₁Y₁Z₁, O₂X₂Y₂Z₂, O₃X₃Y₃Z₃, O₄X₄Y₄Z₄, O_г1X_г1Y_г1Z_г1 O_г2X_г2Y_г2Z_г2, O_p1X_p1Y_p1Z_p1, O_p2X_p2Y_p2Z_p2 до регулировки угловых положений роторов ДНГ.

На фиг. 3 показано взаимное расположение систем координат O_гX_гY_гZ_г, O_кX_кY_кZ_к, O_г2X_г2Y_r2Z_г2, O_p2X_p2Y_p2Z_p2 после регулировки углового положения курсового ДНГ.

На фиг. 4 представлена блок-схема регулирования угловых положений роторов ДНГ в составе инерциальной навигационной системы.

Регулировка угловых положений роторов ДНГ в ИНС может быть реализована с использованием ее стандартных блоков.

На фиг. 4 представлена блок-схема регулирования угловых положений роторов ДНГ в составе инерциальной навигационной системе, которая включает: гироплатформу 1; блок усилителей 2; преобразователь аналог-код 3; преобразователь код-напряжение 4; вычислитель 5.

В состав гироплатформы 1 входят (элементы гироплатформы имеют обозначения как на фиг. 1): курсовой ДНГ 5; ДНГ каналов крена и тангажа 6; преобразователь координат 10; датчик момента 12 стабилизированной площадки; датчик момента 14 рамы внутреннего крена; датчик момента 16 рамы тангажа; датчик угла поворота 11 стабилизированной площадки; датчик угла поворота 13 рамы внутреннего крена; датчик угла поворота 15 рамы тангажа; усилитель 36 электрической пружины курсового гироскопа.

Курсовой ДНГ 5 имеет по оси чувствительности OY_г2 датчик угла 19 и датчик момента 21; по оси чувствительности ОХ_г2 - датчик угла 20 и датчик момента 22. Датчики угла 19 и 20 измеряют углы поворота ротора 20 относительно осей OY_г2 и ОХ_г2, а датчики моментов 21,22 прикладывают моменты к ротору по этим осям. ДНГ 6 каналов крена и тангажа имеет по оси чувствительности OX_г1 датчик угла 27 и датчик момента 29, по оси чувствительности OY_г1 датчик угла 26 и датчик момента 28. Датчики угла 27, 26 измеряют углы поворота ротора 30.

Блок усилителей (БУ) 2 предназначен для усиления по мощности и преобразования аналогового напряжения в пропорциональный ток для датчиков момента стабилизации; содержит усилитель стабилизации 33 стабилизированной площадки; усилитель стабилизации 35 рамы внутреннего крена.

Преобразователь аналог-код (ПАК) 3 преобразует сигналы с выходов датчиков углов стабилизированной площадки, рамы внутреннего крена, рамы тангажа в параллельный двоичный код.

Преобразователь код-напряжение (ПКН) 4 преобразует кодовую информацию, получаемую из вычислителя 5, в сигналы пропорциональные углам, поступающих в БУ в качестве заданных углов.

Вычислитель 5, кроме решения основных задач выставки, навигации, компенсации инструментальных погрешностей, формирует разовые сигналы управления для всех блоков системы.

При реализации предлагаемого способа с помощью блок-схемы, представленной на фиг. 4, в вычислителе 55 формируют в цифровом виде сигналы уставок, которые поступают в ПКН 4, в котором преобразуют кодовую информацию в сигналы уставок _U1, U_ЭП, U₂, U₃, пропорциональные углам отклонения роторов ДНГ и поступающие в БУ 2, а затем на датчики моментов 12, 16, 14 каналов стабилизации и в усилитель электрической пружины 36 курсового ДНГ. Датчики моментов каналов стабилизации будут производить наклон СП и поворот ее по курсу до тех пор, пока сигналы, поступающие с датчиков углов ДНГ, не скомпенсируют сигналы уставок и на входе усилителей 33, 34, 35 не установятся нулевые сигналы. Аналогичный процесс будет иметь место и в канале электрической пружины курсового ДНГ. Получившиеся углы наклона СП относительно горизонта и такие же углы наклона роторов относительно их корпусов измеряются датчиками углов гироплатформы 11, 13, 15, затем преобразуются ПАК 3 в двоичный код и направляются в вычислитель, в котором производится определение углов наклона роторов. В результате регулировки определяются значения сигналов уставок U₁⁰, и_эп⁰, U₂⁰, U₃⁰, которые минимизируют погрешности ИНС, вызванные газодинамической скоростью дрейфа ДНГ. Эти сигналы будут запомнены в вычислителе и использованы в рабочих режимах ИНС. В стандартном режиме начальной выставки ИНС приводятся в плоскость горизонта и меридиана измерительные оси ДНГ, а их ротора при этом будут иметь наклоны относительно измерительных плоскостей, что позволит в рабочих режимах навигации обеспечит уменьшение скоростей дрейфов ДНГ, вызванных изменениями во времени их газодинамических моментов, и обусловленных ими погрешностей выработки ИНС параметров ориентации и навигации.

Использование предлагаемого способа позволит повысить технические характеристики ИНС на ДНГ, в частности, уменьшить ее погрешности, вызванные газодинамической скоростью дрейфа ДНГ, а также снизить стоимость ремонта ИНС, обусловленного возникновением при эксплуатации газодинамической скорости дрейфа, превышающей требуемый допуск, за счет возможности его уменьшения предлагаемым способом без снятия отказавшего ДНГ с гироплатформы и его замены.

Изобретение относится к области приборостроения и может быть использовано для регулирования изменяющейся во времени угловой скорости динамически настраиваемых гироскопов в составе инерциальной навигационной системы и погрешностей выработки ею параметров ориентации и навигации, обусловленных этой скоростью дрейфа. Для регулирования изменяющейся во времени угловой скорости дрейфа динамически настраиваемых гироскопов в составе инерциальной навигационной системы и погрешностей выработки ею параметров ориентации и навигации, обусловленных этой скоростью дрейфа, инерциальную навигационную систему предварительно устанавливают на горизонтальное неподвижное относительно Земли основание, производят ее запуск, выставку гироплатформы в плоскость горизонта и в плоскость меридиана. Далее удерживают в этом пространственном положении стабилизированную площадку с динамически настраиваемыми гироскопами, подают на вход усилителя канала курсовой стабилизации гироплатформы, на вход усилителя электрической пружины этого канала, а также на входы усилителей стабилизации каналов крена и тангажа сигналы уставок. Затем измеряют изменения во времени параметров ориентации и навигации, вырабатываемые инерциальной навигационной системой. Выполняют другие запуски с другими уставками, по результатам которых находят сигналы уставок, минимизирующие погрешности выработки инерциальной навигационной системой параметров ориентации и навигации, а в рабочих режимах подают сформированные в вычислителе на основе этих минимизирующих уставок сигналы в каналы стабилизации гироплатформы и в канал электрической пружины курсового гироскопа. Техническим результатом является обеспечение возможности регулировки динамически настраиваемых гироскопов в составе инерциальной навигационной системы, позволяющей уменьшить монотонное изменение газодинамической скорости дрейфа динамически настраиваемых гироскопов и обусловленных ею погрешностей выработки инерциальной навигационной системы параметров ориентации и навигации без замены гироскопа в системе. 4 ил.

Способ регулировки динамически настраиваемого гироскопа в составе инерциальной навигационной системы, включающий изменение взаимного углового положения элементов корпуса гироскопа и его ротора, отличающийся тем, что предварительно устанавливают инерциальную навигационную систему на динамически настраиваемых гироскопах, имеющую термостатируемую, управляемую в азимуте и стабилизированную в плоскости горизонта гироплатформу с четырехосным кардановым подвесом, включающим дополнительную следящую раму, на горизонтальное неподвижное относительно Земли основание таким образом, чтобы ось дополнительной рамы, направляемая на объекте в сторону движения, была ориентирована на Север, запускают инерциальную навигационную систему, с включением системы термостатирования, производят выставку стабилизированной площадки гироплатфомы в плоскость горизонта и по направлению на Север, когда ее датчики углов рыскания, крена, тангажа показывают нулевые значения, далее удерживают в этом пространственном положении стабилизированную площадку, подают с помощью вычислителя инерциальной навигационной системы на вход усилителя канала курсовой стабилизации гироплатформы и на вход усилителя электрической пружины гироскопа этого канала сигналы уставок соответственно U₁, U_ЭП, а на вход усилителей стабилизации каналов крена и тангажа гироплатформы сигналы уставок соответственно U₂, U₃, и с момента готовности инерциальной навигационной системы измеряют в течение одного часа изменения во времени параметров ориентации и навигации, вырабатываемых инерциальной навигационной системой, аналогично выполняют другие запуски с измерениями параметров ориентации и навигации при одинаковых температурах окружающей среды и начальных тепловых состояниях инерциальной навигационной системы, но при других значениях сигналов уставок, находят сигналы уставок U₁₀, U_ЭП0, U₂₀, U₃₀, минимизирующие погрешности выработки инерциальной навигационной системой параметров ориентации и навигации при запуске, а в рабочих режимах инерциальной навигационной системы подают, сформированные в вычислителе, сигналы уставок:

U_1P=U₁₀ в канал курсовой стабилизации;

U_эпр=U_ЭП0 в канал электрической пружины гироскопа курсового канала;

U_2P=U₂₀Cosψ_г+U₃₀Sinψ_г в канал стабилизации по крену;

U_3Р=U₃₀Cosψ_г-U₂₀Sinψ_г в канал стабилизации по тангажу,

где ψ_г - угол поворота рамы внутреннего крена относительно стабилизированной площадки, который измеряют с помощью датчика угла гироплатформы этого поворота.