Гироскопическое устройство для определения курса

(19) ( ОЕ ПАТЕНТНОЕ 1 С 19/00 ГОСУДАРСТВЕВЕДОМСТВОГОСПАТЕНТ С СССР ССР) . Т НИЕ ИЗОБ ПИ СВИДЕТЕЛ ЬСТВУ К АВТОРСКО 2 ь;х и а, Почто с л, соении гори- ейноо вхо- льновии с ычисагается 1(71) Ленинградское высшее инженерноеморское училище им. адм. С.О.Макарова(56) 1, Новые технические средства судовож-дения. М.: Транспорт, 1973, с. 22-23.2, Иач 19 а 11 оп. 1975. 23, й 1. 91. Р, 274 - 285.(54) ГИРОСКОПИЧЕСКОЕ УСТРОЙСТВОДЛЯ ОПРЕДЕЛЕНИЯ КУРСА(57) Изобретение относится к области приборостроения и может быть использованб 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 пред- вычисления 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 помо(цью электромагнитггого датчика силы воздействовать на рабочее тепри создании гироксмпасов для подвиж объектов. Целью изобретения явлется вышение точности вь 1 работки поправки компенсации инерционной девиации г компаса при маневрировании обьект ставленная цель достигается тем, индикатора горизонта снймают сигна держащий информацию об отклон главной оси гироскопа от плоскбсти зонта и о северной составляющей лин го ускорения объекта, и подают его в выработки поправки, всостав которог дит математическая модель чувствите го элемента гирокомпаса, 3 ил. ло индикатора горизонта в соответст формулой ЖГ= - вЧьф, . ; СУскорение ЧК(т) п,седл в лять по формулеЧк(1) = Ч(1) сов К(1 - н(1) и (1) з 1 п К(1), где К(1) - курс объекта; Ч(1) - скорость ооъОкта; Ч(1) - ускорение обьекта;в (1) - угловая скорость объекта. СООсновным недостатком этого способа (Д является невысокая точность компенсации действующего на рабочее тело индикаторнагоризонта линейного ускорения Чи, которая обусловлена значительными погрешностями определения бортовыми техническими средствами исходной информации о линейной Ч и угловой (г) скоростях объекта и осо- ф бенно линейного ускорения Ч.Ближайшим прототипом заявляемого устройства может служить курсовая система, описанная в журнале "Кан 1 ца 11 оп (Ггапсе). 1975, 23, 1 ч. 01, с. 274 - 285 (франц.). В этой системе показания гирокомпаса корректируются с помощью ЭВУ, в память которой. заложена адекватная математическая модель гирокомпаса, При этом в ЭВМнадлежит непрерывно вводить информацию о курсе, линейной и угловой скоростяхи линейном ускорении объекта. 5Система содержит(фиг. 1) гирокомпас 1,электронную вычислительную машину 2 исумматор 3,Электрический сигнал, содержащий ин-формацию о курсе ГК 1, который во время 10маневра объекта и после его завершенияобременен инерционной погрешностью а 1,снимается через выход 1 гирокомпаса и подается на входы 1 ЭВМ и сумматора, Навходы 3, 4; 5 ЭВМ от бортовых технических 15средств поступают электрические сигналы,пропорциональные Ч, Ч, со, С выхода 2 ЭВМинформация о поправке а 2, предназначенной для компенсации инерционной погрешности гирокомпаса, подается на вход 3 20сумматора, С выхода 2 этого сумматора будет сниматься откорректированное. значение курса ГК 2, равное ГК 2=ИК+ а 1- а 2 .Точность коррекции курса объекта характеризуется величиной е = а 1 - а 2, которая в свою очередь определяетсяошибками источников внешней информации о движении объекта и ошибками вычисления возмущения Чы,Таким образом, основнь 1 м недостаткоми этого способа явЛяется невысокая точность коррекции показаний гирокомпаса вовремя маневра и после его завершения,обусловленная ошибками определения параметров движения объекта бортовыми техническими средствами и, кэк след твие,неточное вычисление с помощью ЭВМ поправки а 2, предназначенной для компенсации инерционной погрешности аьЦелью изобретения является повышение точности определения курса при маневрировании объекта на основеиспользования внутренней информации гирокомпаса для вычисления в реальном масштабе времени с помощью ЗВМ поправки,предназначенной для компенсации инерционной погрешности, путем исключенияошибок во внешней информации, получаемой бортовыми техническими средствами опараметрах движения обьектэ и используемой длякоррекции гирокомпаса.Существенная отличительная особенность предлагаемого гироскопического устройства для определения курса состоит втом, что сигнал у 1, содержащий информацию об отклонении главной оси гироскопана угол /31 от плос к сти горизонта, а такженеобходимую дпя производства коррекцииинФормэцик) о северной составляющей линейного ускорения Чи обьекта, снимают непосредственно с индикатора горизонта гирокомпаса и без какой-либо обработкиподают в блок выработки поправки для компенсации инерционной девиации, которыйсодержит математическую модель чувствительного элемента гирокомпаса.Ранее так никто не поступал. Возможность реализовать предлагаемое устройство появилась только после созданиякорректируемых гирокомпасов без скоростной девиации, имеющих интегратор дляавтоматической компенсации любых статических погрешностей гирокомпаса по координате 31, в том числе обусловленныхтехнологическим несовершенством гироблока.Изобретение поясняется рисунками,где на фиг, 1 изображена блок-схема прототипа, на фиг. 2 - блок-схема предлагаемогоустройства 1; на фиг. 3 " принципиальнаясхема устройства для коррекции показанийгирокомпаса во время маневра и после егозавершения.В блок-схему прецлэгаемого устройства(фиг,2) входят гирокомпас 1, блок 2 выработки поправки для компенсации инерционнойдевиации гирокомпаса, сумматор 3.Электрический сйгнал у 1, содержащийинформацию о положении рабочего тела индикатора горизонта, снимается через выход1 гирокомпаса 1 и подается на вход 1 блока2 выработки поправки,С выхода 2 гирокомпаса 1 информацияо курсе ГК 1, который во время маневра объекта.и некоторое время после его завершения обременен информационнойдевиацией а 1, подается на вход 1 сумматора 3. С выхода 2 блока 2 информация о поправке а 2предназначенной для компенсации инерционной погрешности а, подается на вход 3 сумматора 3, С выхода 2сумматора 3 снимаетс,я откорректировачное значение курса ГК 2 объекта, равное ГК 2=ИК+ а 1 - а 2,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 б горизонта, интегратор 7. корректор 8, сумматоры 9 и 10, датчики момента 11 и 12, гироскоп 13 и датчик 14 курса.Внешняя информация о скорости Ч судна подается в корректор 8 гирокомпаса отдэтцикэ лага 15, э внешняя информация ошироте 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 Р 1 от плоскости горизонта сразу же регистрируется индикатором 6, К каналу распространения информации о величине угла Р 1 относятся выход 1 гироскопа 13 и вход индикатора горизонта.Индикатор 6 осуществляет измерение угла Р 1, и сигнал у 1, являющийся при постоянной скорости судна функцией угла Р 1, с выхода индикатора горизонта одновременно подается как в схему гирокомпаса, тэк и на информационный вход ключа 4.В схеме гирокомпаса сигнал у 1 подается на входы 1 сумматоров 9 и 10 и интегратора 7, с выхода которого сигнал, пропорциональный / у 1 дс, подается наовход 2 сумматора 9. На вход 3 сумматора 9 с выхода 1 корректора 8 подается сигнал, пропорциональный й 4 зи р . С выхода сумматора 9 сумма упомянутых сигналов подается на вход датчика 11 моментов, который будет накладывать на гироскоп 13 момент 1.у, являющийся функцией величин1у 1у 1 д 1 и йФ з 1 п р . Благодаря действиюоэтого момента, главная ось гироскопа по окончании переходного процесса располагается в плоскости истинного горизонта. Поэтому при стационарном движении судна установившиеся значения координат Р 1 и у 1 будут равны О.На вход 2 сумматорэ 10 с выхода 2 корректора 8 подается сигнал, п с.опорциональный скорости Ч судна вдоль меридиана. С выхода сумматора 10 нэ вход датчика 12моментов сумма двух сигналов, один из которых пропорционален у 1, а другой - Чи,Датчик 12 моментов будет налагать на гироскоп 13 момент Ь, под действием которого главная ось гирокомпаса по окончании переходного процесса располагается в плоскости истинного меридиана, Значение выходной координаты а 1 гирокомпаса,снимаемой с выхода 2 гироскопа 13 и пода 10 ваемой нэ вход датчика 14 курса, будет равно нулю, Поэтому с выхода датчика 14 курсапри а 1 = 0 будет сниматься истинный курсИК объекта.После прихода гирокомпаса в меридиан 15 с пульта 5 управления через его выходы 1-4 етсяаналогичными связями и поэтому с выхода 1 блока 2 нэ втсрой вход сумматора 3 будет подаваться поправка аг, предназначен на я для комп енса ции и не рцион ной погрешности. Поправка аг складывается в 50 сумматоре 3 с. курсом ГК 1 и корректирует его. На выходе сумматора 3 будет иметь место откорректированный курс: ГКг= ИК+ а 1 - аг Для теоретического обоснования пред 55 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 соответственноподаются значения начальных координат: /Ъ =%о = 0; аг = аго = О, у 1 = у 1 о = О, эна вход 2 блока 20 формирования модели гироскопа подается начальная широта уЪ .. Одновременно командчый сигналс пульта5 управления через его выход 5 подается на управляющий вход ключа 4, и выход индика тора 6 горизонта будет подключен ключом 4к входу 5 блока 2 выработки поправки, Но так как координата ",1 при нахождении гирокомпаса в положении равновесия равную нулю, то и выходная координата аг блока выработки поправки также будет равна нулю.В случае движения объекта с ускоренйем Чм индикатор 6 горизонта будет отклонен от нулевого положения исигнал у 1 на выходе индикатора 6 будет являться функцией не только угла Р 1, но и ускорения Чы, . Этот:игнэл, воздействуя через датчики 3,1 и 12 моментов на гироскоп 13, приводит к появлению в показаниях гирокомпаса инерционной погрешности а 1, и с выхода датчика курса на сумматор 3 будет сниматься курс ГК=ИК+ а 1 .Функционирование математическоймодели чувствительного элемента гирокомпаса блока выработки. поправки. определя,Мат. модельгирокомпаса в ЭВМ1Р уСумматор,курс.системыГК 1- аг = ГКг,где а 1, р 1, у 1 - координаты, характеризующие положение главной оси гироскопического чувствительного элемента и маятникаиндикатора горизонта гирокомпаса соответственно;аг,рг - расчетные значения координат положения чувствительного элементагирокомпаса, снимаемые с выхода ЭВМ;Н 1, Ау 1, Ад 1 - кинетический момент и модули управляющих моментов гирокомпаса;Н 2; Ау 2: Аг - значения кинетическогомомента и модулей управляю 1 их моментов,введенные в миниЭВМ и корректор гирокомпаса;К 1 - передаточное число интегратора;Кг - значение передаточного числа интегратора, введенного в ЭВМ;Ь - момент 1 ехнологического происхождения;1 - текущее время;т,г 1.- ПОСтОЯННаЯ ВРЕМЕНИ ИНДИКатОра горизонта;. йМ, р, д - . угловая скорость вращенияЗемли, широта места, ускорение силы тяжести;ИК - истинный курс объекта;ГК 1-гирокомпа ный курс(без коррекции);ГК 2 - . гирокомпасный курс (после коррекции); щая лима невНаличиекомпаса мо Н 1 а 1 +Ау 1 уК 1 у=О(г) дифференциальных уравнений, описывающих функционирование курсовой системы,показанной на фиг, 3. В первом приближении искомая система уравнений може 1 быть представлена в следующем виде: ЭЧм- меридианальная составляю20 нейного ускоренйя объекта во времяра.в уравнениях движения гира мента К 1у 1 б 1 интегратора ука 25зывает на необходимость последовательногоанализа этих уравнений сначала в интервалевремени переходного процесса после пускагирокомпаса:301 пп=1 пкпогде 1 п - окончание переходного процесса;1 по - начало переходного процесса;а затем и в интервале времени маневра;1 м =11 - 1 о,где 1 о - момент начала маневра;11 - МОМЕНТ Окснчания МанЕвРа,и, наконец, в интервале времени переходного процесса, в течение которого имеют место инерционные погрешности, вызванные40маневром.1. Допустим, что гирокомпас включен находу судна, когда его скорость постоянна,Проанализируем движенйе системы (1) после завершения переходного процесса. Для45отыскания частных решений системы (1)вначале необходимо первое уравнение этойсистемы продифференцировать по времени. Поэтому система (1) примет следующийвид;101783302 1Полагая, что а 1 = 0; Р 1 = 0; у 1 = О, находим частные решения по координатам %, У 1, а 1:Р 1 ч= 0; у 1 ч=О;Н 1 - Н 2 Чй35Н Вге рРешениЯ (3) показывают, что сигнал У 1 ч на выходе индикатора горизонта после окончания переходного процесса при стационарном движении судна равен нулю как приН 1 ФН 2, так и при имеющемся вредноммоменте Ь=сопзт, который действует на ги- рокомпас. Это качество прибора, достигнутое благодаря применению интегратора, и позволяет эффективно использовать ЭВМ для компенсации инерционных девиаций гирокомпаса.С учетом сказанного первое уравнение системы (1) к моменту прихода гирокомпаса в меридиан можно переписат так;(4)25 11Н 1 и 1 + Ау 1 у 1+ К 1бт = О1 оЧиН 1 Р 1 - Н 1 ийсозуа 1 + Аи у 1 -- -(Н 1 - Н 2)Чйг.,111+У 1 =Р 1 + -дт 111Н 2 й 2+Ау 2 у 1 + К 21 у 1 бт =01 оН 2 Р 2 - Н 2 в 8 соз рй 2+ А г 2 у 1 =.0ГК 1 - а 2 = ГК 2 Из системы уравнений 17) видно, что 40,движение реального гироскопического чувствительного элемента гирокомпаса и егодинамической модли вполне определяетсяпри заданных начальных условиях,Принимая т=то= О как момент начала маневра и обоснованно считая, что начальныекоординаты гирокомпаса а 10, Р 10. у 10 вэтот момент времени имеют значения, определяемые формулами (3), начальные условиядля динамической модели гироскопического чувствительного элемента задаются нулевыми: При нарушении условий (8) (из-за неточного знания параметров гирокомпаса) на выходе системы будет иметь место остаточная нескомпенсированная погрешность ( а 1 -а 2 ), но ее величина будет по крайней мере на порядок меньше инерци, онной девиации прототипа. 55 Н 1 а 1+Ау 1 У 1 =напк=(Н 1-Н 2) вф зи р -Ь-К 1у 1 бс1 по у 1 - у 10 - О, ф 2 =ф 20 = О, а 2 =П 20 = 0и вводятся в ЭВМ, При выполнении требований Н 1=Н 2; Ау 1=Ау 2 Аг 1=Ат К 1= К 2, (8) Но тогда как координата у 1 ч=О, то это означает, что на выходе интегратора к моментувремени тпк формируется постоянный сигнал: пкК 1 К 1Ху 1 б 1 -- а 4 з 1 п ср, (5) а первое уравнение системы,(1), описывающее движение гирокомпаса после завершения переходного процесса, может бытьпредставлено так: 1Н 1 а 1+Ау 1 у 1+К 1 у 1 б 1=0,где эа то 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 а 1 (т),Р 1(1) на выходе гироскопического чувствительного элемента будут соответственно равны значениям поправок (1) и Р 2 (1) на выходе микропроцессора как во время маневра, таки после его завершения, Это означает, что на выходе курсовой системы будет иметь место полная компенсация инерционной погрешности,Решение системы дифференциальныхуравнений (7) было произведено на ЗВМ"Искраб", Как показали расчеты при соблюдении требований(8), остаточная инерционная погрешность ( а 1 - а 2) курсовойсистемы оказалась равной нулю и, следовательно, маневрирование объекта вдоль меридиана в принцийе не сказывается наточности этой курсовой системы.Таким образом, на основании изложенного следует, что реализация предлагаемого гироскопического устройства позволяетреэко повысить точность определения курсаво время маневра за счет исключения егопоказаний инерционной девиации.Основные достоинства заявляемого ус.тройства состоят в следующем:1. Существенно повышается точностьопределения курса при маневрированииобъектов, Инерционные погрешности, достигающие в современных гирокомпасахнескольких градусов, уменьшаются на йорядок и будут на уровне инструментальныхошибок (0.1 - 0,2).2. Устройствополностью автономно,Внешняя информация об угловой скоростиобьекта 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 этихприборов не только на быстроходных кораблях морского флОта, но и на летательныхаппаратах в авиации.4. Легко организовать непрерывныйконтроль за надежностью функционирования курсовой системы и точностью ее показаний. Для этого достаточно вывести изЭВМ на информационные табло значениякоординат а 2 и Р 2 .5, Полностью исключается колебательность в движении объекта после маневраотносительно заданногопути, которая порождалась динамикой инерционной погрешности гирокомпаса. после маневра.Благодаря этому существенно повышаетсянадежность кораблевождения в целом приодновременной экономии топлива, Зкономический эффект от применения данногоспособа только по морскому флоту составитсотни тысяч рублей ежегодно;Формула изобретенияГироскопическое устройство для определения курса, содержащее блок выработкипоправки для компенсации инерционнойдевиации гирокомпаса, интегратор, гироскоп с датчиками момента по двум каналам,датчиком курса и 1 ндикатором 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, третийсумматор, первый и второй входы которого соединены соответственнос вторым выходом корректораи вторым входом второго сумматора, а также лаг, выход которого со 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 по 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 пер 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, вы ход которого соединен с пятым входом бло.ка выработки поправки, причем блок выработки поправки выполнен в виде последовательно соединенных четвертого сумматора, модели интегратора, пятого сум 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 вторым выходом устройства, второй. вход блока формирования модели гироскопа соединен с четвертым входом блока выработки поправки, первый и второй входы четвертого сумматора соединены со ответственно с третьим и пятым входамиблэка выработки поправки, а также второго блока формирования модели датчика момента, выход которого соединен с третьим входом блока формирования модели гиро скопа, и седьмого сумматора, первый и второй входы которого соединены соответственно с вторым выходом блокаформирования модели гироскопа и вторым входом блока выработки поправки, выход55 седьмого сумматора соединен с первым выходом блока выработки поправки, выход четвертого сумматора соединен также с вторым входом пятого сумматора и входом второго блока формирования модели датчика момента.ектор Э.Лончаков тор НТ ССС Производственно-издательский комбинат "Патент", г, Ужгород, ул.Гагарина Заказ 4506 ВНИИПИ 1783302 ЗСоставитель В.ПерфильевТехред М.Моргентал Тираж Подписноеарственного комитета по изобретениям и открытиям при 113035, Москва, Ж, Раушская наб 4/5