Гироскопическое устройство для определения курса

Гироскопическое устройство для определения курса

Иллюстрации

Показать все

Реферат

 

Изобретение относится к области при; боростроения и может быть использовано при создании гирокомпасов для подвижных объектов. Целью изобретения является повышение точности выработки поправки для компенсации инерционной девиации гирокомпаса при маневрировании обьекта. Поставленная цель достигается тем, что с индикатора горизонта снимают сигнал, содержащий информацию об отклонении главной оси гироскопа от плоскости1 горизонта и о северной составляющей линейного ускорения обьекта, и подают его в блок выработки поправки, в состав которого входит математическая модель чувствительного элемента гирокомпаса. 3 ил.

союз сОВетских

СОЦИАЛ И СТИЧ Е СКИХ

РЕСПУБЛИК (я)з G 01 С 19/00

Ы

C) ГОСУДАРСТВЕННОЕ ПАТЕНТНОЕ

ВЕДОМСТВО СССР (ГОСПАТЕНТ СССР).

К ABTOPCKOMY СВИДЕТЕЛЬСТВУ

1 ; (21) 4727250/22 .. (22) 02.08.89 .1 (46) 23.12.92. Бюл. М 47 (71) Ленинградское высшее инженерное морское училище им. адм. С.О.Макарова (72) В.А. Бондарев, Н.В. Герасимов, В.К.

Перфильев и E.Ë, Смирнов (56) 1. Новые технические средства судовож- дения. M.: Транспорт, 1973, с. 22-23.

2, Navigation. 1975. 23, N 91. Р. 274 — 285. (54) ГИРОСКОПИЧЕСКОЕ УСТРОЙСТВО

ДЛЯ ОПРЕДЕЛЕНИЯ КУРСА (57) Изобретение относится к области приборостроения и может быть использовано

Предлагаемое изобретение относится к области приборостроения и может быть использовано при создании гирокомпасов для подвижных объектов.

Основным недостатком гирокомпасов, несмотря на совершенствование схем чувствительных элементов, продолжает оставаться возйикающая при. маневрировании объекта инерционная погрешность.

Для дальнейшего повышения точности гирокомпасов. во время маневра обьекта получили развитие методы и способы предвычисления и компенсации инерционных девиаций с применением современной вычислительной техники.

Аналогом заявляемого устройства может быть схема компенсации силы инерции, действующая на маятник индикаторного горизонта гирокомпаса при маневрировании объекта. Согласно этой схеме рекомендуется на основании внешних данных о характере маневра обьекта рассчитывать текущее значение действующего на гирокомпас ускорения Ъи с помогцью электромагнитггого датчика силы воздействовать на рабочее те, ЙЛ„, 1783302 Al

2 при создании гироксмпасов для подвижнь;х объектов. Целью изобретения яв твется повышение точности выработки поправки для компенсации инерционной девиации гирокомпаса при маневрировании обьекта. Поставленная цель достигается тем, что с индикатора горизонта снймают сигнал, содержащий информацию об отклонении главной оси гироскопа от плоскбсти гори-. зонта и о северной составляющей линейного ускорения объекта. и подают его в блок выработки поправки, в состав которого входит математическая модель чувствительного элемента гирокомпаса. 3 ил. ло индикатора горизонта в соответствии с формулой

Г = — в.Чпф.

Ускорение VN(tj п,предлагается вычислять по формуле

Vw(t) = V(t) cosK(t) — ti(t) и (t) sinK(t), где K(t) — курс объекта;

V(t) — скорость объекта;

V(t) — ускорение обьекта; в (t) — угловая скорость объекта.

Основным недостат.ком этого способа является невысокая точность компенсации действующего на рабочее тело индикаторна горизонта линейного ускорения Vp, которая обусловлена значительными погрешностями определения бортовыми техническими средствами исходной у íôîðìaöèè о линейной V и угловой cI) с!<оростях объекта и особенно линейного ускорения V.

Ближайшим прототипом заявляемого устройства может служить курсовая система, описанная в журнале "Navigation (France). 1975. 23, N 91, с. 274 — 285 (франц.).

В этой системе показания гирокомпаса корректируются с помдщьн> ЭВМ, в память ко1783302 торой . заложена адекватная математическая модель гирокомпаса. При этом в ЭВМ надлежит непрерывно вводить информацию о курсе, линейной и угловой скоростях и линейном ускорении объекта. 5

Система содержит(фиг. 1) гирокомпас 1, электронную вычислительную машину 2 и сумматор 3, Электрический сигнал, содержащий информацию о курсе ГК1, который во время 10 маневра объекта и после его завершенияобременен инерционной погрешностью а1, снимается через выход 1 гирокомпаса и подается на входы 1 ЭВМ и сумматора. На входы 3, 4; 5 ЭВМ от бортовых технических 15 средств поступают электрические сигналы, пропорциональные /, V, в, С выхода 2 ЭВМ информация о поправке а2, предназначенной для компенсации инерционной погрешности гирокомпаса, подается на вход 3 20 сумматора, С выхода 2 этого сумматора будет сниматься откорректированное. значение курса ГК2, равное ГК2=ИК+ а1- аг .

Точность коррекции курса объекта характеризуется величиной е = a< — ag, которая в свою очередь определяется ошибками источников внешней информации о движении объекта и ошибками вычисления возмущения Vn, Таким образом, основным недостатком и этого способа явЛяется невысокая точность коррекции показаний гирокомпаса во время маневра и после его завершения, обусловленная ошибками определения параметров движения объекта бортовыми тех- 35 ническими средствами и, кэк след твие, неточное вычисление с помощью ЭВМ поправки az, предназначенной для компенсации инерционной погрешности аь

Целью изобретения является повыше- 40 ние точности определения курса при маневрировании объекта на основе использования внутренней информации гирокомпаса для вычисления в реальном масштабе времени с помощью ЗВМ поправки, предназначенной для компенсации инерционной погрешности. путем исключения ошибок во внешней информации, получаемой бортовыми техническими средствами о параметрах движения обьектэ и используе- 50 мой для коррекции гирокомпаса.

Существенная отличительная особенность предлагаемого гироскопического устройства для определения курса состоит в том, что сигнал у1, содержащий информацию об отклонении главной оси гироскопа на угол 3) от плос кости горизонта, а также необходимую для производства коррекции информацию о северной составляющей линейного ускорения Vq обьекта, снимают непосредственно с индикатора горизонта гирокомпаса и без какой-либо обработки подают в блок выработки поправки для компенсации инерционной девиации, который содержит математическую модель чувствительного элемента гирокомпаса.

Ранее так никто не поступал. Возможность реализовать предлагаемое устройство появилась только после создания корректируемых гирокомпасов без скоро-. стной девиации, имеющих интегратор для автоматической компенсации любых статических погрешностей гирокомпаса по координате Р1, в том числе обусловленных технологическим несовершенством гироблока.

Изобретение поясняется рисунками, где на фиг, 1 изображена блок-схема прототипа, на фиг. 2 — блок-схема предлагаемого устройства 1; на фиг. 3 " принципиальная схема устройства для коррекции показаний гирокомпаса во время маневра и после его завершения.

B блок-схему прецлэгаемого устройства (фиг, 2) входят гирокомпас 1, блок 2 выработки поправки для компенсации инерционной девиации гирокомпаса, сумматор 3.

Электрический сйгнал у1, содержащий информацию о положении рабочего тела индикатора горизонта, снимается через выход

1 гирокомпаса 1 и подается на вход 1 блока

2 выработки поправки, С выхода 2 гирокомпаса 1 информация о курсе ГК1, который во время маневра объекта.и некоторое время после его завершения обременен информационной девиацией а1, подается на вход 1 сумматора 3. С выхода 2 блока 2 информация о поправке а2 „предназначенной для компенсации инерционной погрешности ai подается на вход 3 сумматора 3. С выхода 2 сумматора 3 снимаетс.я откорректировачное значение курса ГК2 объекта, равное

ГК2=ИК+ а1 — а2, Функционирование курсовой системы более обстоятельно иллюстрируется принципиальной схемой, приведенной на фиг. 3.

В состав схемы входят гирокомпас 1. блок 2 выработки поправки для компенсации инерционной девиации; сумматор 3, а также ключ 4 и пульт 5 управления.

К схеме собственно гирокомпаса 1 атно. сятся индикатор 6 горизонта, интегратор 7. корректор 8, сумматоры 9 и 10, датчики момента t1 и 12, гироскоп 13 и датчик 14 курса.

Внешняя информация о скорости V судна подается в корректор 8 гирокомпаса от датчика лага 15, э внешняя информация о

1783302 широте места вводится в корректор вручную с помощью задатчика 16, В блоке 2 выработки поправки реализована математическая модель гироскопического чувствительного элемента, включающая в себя модели 17 — 20 интегратора 7, датчиков 11 и 12 моментов, гироскопа 13 соответственно и сумматоры 21-24.

Необходимо подчеркнуть, что иметь в блоке выработки поправки модель корректора 8, предназначенного для компенсации гироскопических моментов, нет необходимости, так как закладывать эти моменты в модель гироскопицеского чувствительного элемента с тем, чтобы затем их компенсировать, не имеет смысла.

Функционирование схемы при движении судна с постоянной скоростью происходит следующим образом.

Индикатор 6 горизонта установлен на гироскопе 13 так, что его ось чувствительности параллельна главной оси гироскопа;Поэтому любое отклонение гироскопа 13 на угол Р1 от плоскости горизонта сразу же регистрируется индикатором 6, К каналу распространения информации о величине угла р1 относятся выход 1 гироскопа 13 и вход индикатора горизонта. Индикатор 6 осуществляет измерение угла Р1, и сигнал

ót. являющийся при постоянной скорости судна функцией угла 3i, с выхода индикатора горизонта одновременно подается как в схему гирокомпаса, тэк и на информационный вход ключа 4. ..В схеме гирокомпаса сигнал у1 подается на входы 1 сумматоров 9 и 10 и интегратора 7, с выхода которого сигнал, t пропорциональный / yt dt, подается на о вход 2 сумматора 9. На вход 3 сумматора 9 с выхода 1 корректора 8 подается сигнал, пропорциональный (сиз!и p . С выхода сумматора 9 сумма упомянутых сигналов подается на вход датчика 11 моментов, который будет накладывать на гироскоп 13 момент Ly, являющийся функцией величин

t у1 fó1 dt и (сф sin p . Благодаря действию о этого момента, главная ось гироскопа по окончании переходного процесса располагается в плоскости истинного горизонта.

Поэтому при стационарном движении судна установившиеся значения координат Р1 и у1 будут равны О.

На вход 2 сумматора 10 с выхода 2 корректора 8 подается сигнал. и с.опорциональн ый скорости V> судна вдоль меридиана. С выхода сумматора 10 нэ в>.од датчика 12 моментов сумма двух сигналов, один из которых пропорционален у1, а другой — VN.

Датчик 12 моментов будет налагать на гироскоп 13 момент L<, под действием которого главная ось гирокомпаса по окончании переходного процесса располагается в плоскости истинного меридиана. Значение выходной координаты а1 гирокомпаса, снимаемой с выхода 2 гироскопа 13 и пода10 ваемой нэ вход датчика 14 курса, будет равно нулю. Поэтому с выхода датчика 14 курса при а = О будет сниматься истинный курс

ИК объекта.

После прихода гирокомпаса в меридиан

15 с пульта 5 управления через его выходы 1-4 ется аналогичными связями и поэтому с выхода 1 блока 2 на втсрой вход сумматора

3 будет подаваться поправка а2, предназначен на я для комп енса ции и не рцион ной погрешности. Поправка Qz складывается в

50 сумматоре 3 с. курсом ГК1 и корректирует его. На выходе сумматора 3 будет иметь ме то откорректированный курс:

ГК2= ИК+ а1 — az, Для теоретического обоснования пред55 лагаемого автономного способа коррекции показаний гирокомпаса при маневрировании объекта и оценки точности определения курса судна произведем анализ системы и одноименные входы блока 2 на входы 2 сумматоров 23, 24 и 21 соответственно подаются значения начальных координат

: /Ъ =/Зго = О; az =що =О, у1 =у1о = О, э на вход 2 блока 20 формирования модели гироскопа подается начальная широта p . . Одновременно командчый сигнал с пульта

5управления череЗ его выход 5 подается на управляющий вход ключа 4, и выход индика25 тора 6 горизонта будет подключен ключом 4 к входу 5 блока 2 выработки поправки, Но так как координата ",1 при нахождении гирокомпаса в положении равновесия равную нулю, то и выходная координата az блока выработки поправки также будет равна нулю.

В случае движения объекта с ускоренйем Чи индикатор 6 горизонта будет отклонен от нулевого положения и сигнал )tj на выходе индикатора 6 будет являться функцией не только угла Р1, но и ускорения Vg, . Этот =игнал, воздействуя через датчики i1 и 12 моментов на гироскоп 13, приводит к появлению в показаниях гирокомпаса инерционной погрешности at, и с выхода датчика курса на сумматор 3 будет сниматься курс

ГК =ИК+ а1 .

Функционирование математической модели чувствительного элемента гирокомпаса блока выработки поправки. определя1783302

Н1 а1 + АУ1 У1 — Н1 аМ з! и Р + 2т + К1 j У1 б + Н2 в з1 и л = 0 о

VN Vtv

H1p1 — Н1и4соз<ра1 + Аи1у1 — Н1 — @ -+ Н2, -0

VN тиг1 Г 1 +y1 =P1 +

g t

Нг сФ + Ау2 y1 + К2 f 71, о о.

\ 2k — Нг М сов ра2 + А,2 у1 = 0

Гирокомпас

+A„1y К11=0

Чк — Н1оф:оз ра1 + Az1y = — @;-(Н1 — Н2)

+У1 =(1

+ Ау2 y» + К2 3 y1 dt = 0 о — Н2в+ соз ра2+Агг 71 =o (/2 — Г К2

Н1 а1

Н1Р! с

Гиг1 у (2) !

Н2 i<2

Н 2 /Ъ

ГК1— дифференциальных уравнений, описывающих функционирование курсовой системы, показанной на фиг, 3.,Мат. модель гирокомпаса в ЭВМ

Сумматор, курс. системы ГК1- М = ГК2. где а1 . Pi, y1 — координаты, характеризующие положение главной оси гироскопического чувствительного элемента и маятника индикатора горизонта гирокомпаса соответственно; а2,jb — - расчетные значения координат положения чувствительного элемента гирокомпаса, снимаемые с выхода ЭВМ;

Н1, Ау1, Az1 — кинетический момент и модули управляющих моментов гирокомпаса;

Н2, Ау2 Az2 — значения кинетического момента и модулей управляю их моментов, введенные в миниЭВМ и корректор гирокомпаса;

К1 — передаточное число интегратора;

К2 — значение передаточного числа интегратора, введенного в ЭВМ;

Ly — момент 1ехнологического происхождения;

t — текущее время;

t г1. - ПОСтОЯННаЯ ВРЕМЕНИ ИНДИКатОра горизонта; . 04, р, 9 —. угловая скорость вращения

Земли, широта места, ускорение силы тяжести; ИК вЂ” истинный курс объекта;

ГК1 -гирокомпа ный курс(без коррекции):

ГК2 —. гирокомпасный курс (после коррекции);

В первом приближении искомая система уравнений може1 быть представлена в следующем виде:

Чм- меридианальная составляющая ли20 нейного ускоренйя объекта во время маневра.

Наличие в уравнениях движения гирокомпаса момента К1 ) y1 dt интегратора ука25 зывает на необходимость последовательного анализа этих уравнений сначала в интервале времени переходного процесса после пуска .! гирокомпаса:

30 тпп=тпк тпо ! где tnK — окончание переходного процесса;

too — начало переходного процесса; а затем и в интервале времени маневра:

iм =11 lo, где to — момент начала маневра;

t1 — момент окончания маневра, и, наконец, в интервале времени переходного процесса, в течение которого имеют место инерционные погрешности, вызванные

40 маневром.

1. Допустим, что гирокомпас включен на ходу судна, когда его скорость постоянна.

Проанализируем движенйе системы (1) после завершения переходного процесса. Для

45 отыскания частных решений системы (1) вначале необходимо первое уравнение этой системы продифференцировать по времени. Поэтому система (1) примет следующий вид:

1783302

Полагая, что a1 = О; p1 = О; у1 = О, находим частные решения по координатам

l31, у1, а1:

/31г= О; у 1ч= 0:

H1 — Нг Чи

5

Н1 R3 t g cos p

Решения (3) показывают, что сигнал у1ч на выходе индикатора горизонта. после окончания переходного процесса при стационарном движении судна равен нулю как при Н14Н2, так.и при имеющемся вредном моменте Lt=const, который действует на ги- рокомпас. Это качество прибора, достигнутое благодаря применению интегратора, и позволяет эффективно использовать 3ВМ 15 для компенсации инерционных девиаций гирокомпаса.

С учетом сказанного первое уравнение системы (1) к моменту прихода гирокомпаса в меридиан можно переписат так; (6) tn (4)

t1

Н1 а1 + Ау1 у1+ К1 f dt = О

1о

Vie

Н1 ф1 — Н1 и@ сов ср а1 + А 1 у1 — — - (Н1 — H2 )

VN

tèãt V1 +У1 =Pt + —.

g t1

11

Н2а2+Ay2у1 + К2 Jу1 dt =О

to

Нгрг — H2e8cospa2+ А г у1 =О гк1 — a2 = гк

Из системы уравнений 17) видно, что 40. движение реального гироскопического чувствительного элемента гирокомпаса и его динамической мод ли вполне определяется при заданных начальных условиях, Принимая t=to 0 как момент начала ма- 45 невра и обоснованно считая, что начальные координаты гирокомпаса а1о, /to. yto в этот момент времени имеют значения, определяемые формулами (3), начальные условия для динамической модели гироскопическо- 50

ro чувствительного элемента задаются нулевыми:

При нарушении условий (8) (из-за неточного знания параметров гирокомпаса) на выходе системы будет иметь место остаточная нескомпенсированная погрешность (а1 -аг ), но ее величина будет по крайней мере на порядок меньше инерци, онной девиации прототипа.

Н1 a1+A„ty1 =

1пк

=(H1-Нг)а4 sin р -Ь-К1 f y1 dt

1 по у1 = у1о = О, t32 = pro = 0, a2 = a2o = О и вводятся в ЭВМ.

При выполнении требований

H1=H2: Ay1=Ay2 Az1=Az! К1=- К2 (8) НО тОГДа КаК КООРДИНата У1ч=О, тО Эта ОЗНачает, что на выходе интегратора к моменту времени тпк формируется постоянный сигнал: пк Н1 — Н

К1 К1

f y1 dt — — а4 sin p, (5) а первое уравнение системы. (1), описывающее движение гирокомпаса после завершения переходного процесса, может быть представлено так:

Н1а1+Ay1 y1+ К1 у1 dt =О. где эа to может быть принят любой момент времени после завершения переходного. процесса гирокомпаса, 2. Для случая движения объекта с ускорением вдоль меридиана систему уравнений (1), описывающую движение всей курсовой системы, с учетом уравнения (6) можно записать так: когда значения всех параметров гироскопического чувствительного элемента введены в динамическую модель ЭВМ и в корректор без ошибок, координаты a1 (t), pt(t) на выходе гироскопического чувствительного элемента будут соответственно равнь1 значениям поправок a2(t) и jib (t) на выходе микропроцессора как во время маневра, так и после его завершения, Это означает, что на выходе курсовой системы будет иметь место полная компенсация инерционной погрешности, 1783302

55 седьмого сумматора соединен с первым выходом блока выработки поправки, восход четвертого сумматора соединен также с вторым входом пятого сумматора и входом второго блока формирования модели датчика момента.

Решение системы дифференциальных уравнений (7) было произведено на 3ВМ

"Искра-22б", Как показали расчеты при со блюдении требований (8), остаточная.инерционная погрешность (a< — a2) курсовой системы оказалась равной нулю и, следовательно, маневрирование объекта вдоль меридиана в принцийе не сказывается на точности этой курсовой системы.

Таким образом, на основании изложенного следует, что реализация предлагаемого гироскопического устройства позволяет реэко повысить точность определения курса во время маневра за счет исключения его показаний инерционной девиации. Основные достоинства заявляемого ус.тройства состоят в следующем:

1. Существенно повышается точность определения курса при маневрировании . объектов,. Инерционные погрешности, достигающие в современных гирокомпасах нескольких градусов, уменьшаются на йорядок и будут на уровне инструментальных ошибок (0.1 — 0,2 ).

2. Устройство полностью автономно, Внешняя информация об угловой скорости обьекта и ето линейном ускорении для коррекции устройства во время маневра на объекте не нужна.

3. Высокая точность предлагаемого устройства во время маневра объекта дает основание рекомендовать применение этих приборов не только на быстроходных кораб лях морского флота, но и на летательных аппаратах в авиации.

4. Легко организовать непрерывный контроль за надежностью функционирования курсовой системы и точностью ее показаний. Для этого достаточно вывести из

ЭВМ на информационные табло значения координат а и Р2.

5, Полностью исключается колебательность в движении объекта после маневра относительно заданного пути, которая порожд алась динамикой инерционной погрешности гирокомпаса. после маневра.

Благодаря этому существенно повышается надежность кораблевождения в целом при одновременной экономии топлива. Экономический эффект от применения данного способа только по морскому флоту составит сотни тысяч рублей ежегодно;

Формула изобретения

Гироскопическое устройство для определения курса, содержащее блок выработки поправки для компенсации инерционной девиации гирокомпаса, интегратор, гироскоп с датчиками момента по двум каналам, датчиком курса и 1ндикатором горизонта, первый сумматор, причем выход датчика курса и выход блока выработки поправки соединены соответственно с первым и вторым входами первого сумматора, выход которого является выходом устройства,.а также последовательно соединенные задатчик широты, корректор гироскопа и второй сумматор, второй вход которого соединен непосредственно с выходом индикатора горизонта, а третий вход соединен с индикатором горизонта через интегратор, третий сумматор, первый и второй входы которого соединены соответственно с вторым выходом корректора и вторым входом второго сумматора, а также лаг, выход которого со15 единен с вторым входом корректора. выходы второго и третьего сумматора соединены соответственно с входами датчиков момента гироскопа, о тл и ч а ю щ е е С я тем, что, с целью повышения точности выработки по20 правки для компенсации инерционной де- виации гирокомпаса при маневрировании объекта. в него введены пульт управления, выходы которого с первого по четвертый соединены соответственно с входами с пер25 вого по четвертый блока выработки поправки, и управляемый ключ, управляющий вход которого соединен с пятым выходом пульта управления, выход индикатора горизонта . соединен с сигнальным входом ключа, вы30 ход которого соединен с пятым входом блока выработки поправки, причем блок выработки поправки выполнен в виде flo следовательно соединенных четвертого сумматора, модели интегратора, пятого сум35 матора, первого блока формирования модели датчика момента, блока формирования модели гироскопа и шестого сумматора, второй вход которого соединен с первым входом блока выработки поправки, а его.

40 выход является BTopbfM выходом устройства, второй.вход блока формирования модели гироскопа соединен с четвертым входом блока выработки поправки, первый и второй входы четвертого сумматора соединены со45 ответственно с третьим и пятым входами блока выработки поправки, а также второго блока формирования модели датчика момента, выход которого соединен с третьим входом блока формирования модели гиро50 скопа, и седьмого сумматора, первый и второй входы которого соединены соответственно с вторым выходом блока формирования модели гироскопа и вторым входом блока выработки поправки, выход

1783302

Редактор

Заказ 4506 Тираж Подписное

ВНИИПИ Государственного комитета по изобретениям и открытиям при ГКНТ СССР

113035, Москва, Ж-35, Раушская наб„4/5

Производственно-издательский комбинат "Патент", г, Ужгород. ул.Гагарина. 101 фс/p. 5

Составитель B.Ïåðôèëüåâ

Техред М.Моргентал Корректор 3.Лончакова

Ъ