способ демпфирования инерциальной системы

Формула изобретения

Способ демпфирования инерциальной системы, включающий выделение сигналов обобщенных координат инерциальной системы или ее модели при аналитическом решении задачи ориентации, формирование демпфирующих сигналов, использование этих сигналов в сигналах управления гироскопом или его модели, демпфирование инерциальной системы, отличающийся тем, что выделение обобщенных координат осуществляют автономно путем сравнения одноименной информации, вырабатываемой инерциальной системой с линейной коррекцией или ее моделью.

Описание изобретения к патенту

Изобретение относится к гироскопическому приборостроению и может быть использовано для обеспечения навигации морских, воздушных и наземных объектов.

Известен способ демпфирования инерциальной системы [1], включающий выделение сигналов обобщенных координат инерциальной системы или ее модели при аналитическом решении задачи ориентации, формирование демпфирующих сигналов, использование этих сигналов в сигналах управления гироскопом или его модели, демпфирование инерциальной системы.

Недостатком известного способа является необходимость привлечения информации от внешних источников выделения сигналов обобщенных координат.

Целью изобретения является автономное демпфирование инерциальной системы.

Технический эффект достигается тем, что выделение обобщенных координат осуществляют автономно путем сравнения одноименной информации, вырабатываемой инерциальной системой с линейной коррекцией или ее моделью.

В качестве примера рассмотрим инерциальную систему с линейной коррекцией с двумя идентичными гироплатформами в карданных подвесах, у которых скоростная девиация связана со значением горизонтальной составляющей абсолютной угловой скорости для одной гироплатформы зависимостью а для другой гироплатформы зависимостью ,

где n - параметр системы;

₀ - частота Шулера.

На чертеже представлена структурная схема системы с одной гироплатформой, где приняты следующие обозначения:

1 - гироплатформа в карданном подвесе, наружная ось которого перпендикулярна плоскости основания;

2 - блок управления гироплатформой и выработки навигационных параметров;

3 - блок управления двигателями стабилизации;

4 - трехстепенной гироскоп;

5, 6 - датчики момента гироскопа;

7, 8 - датчики углов гироскопа;

9, 10, 11 - акселерометры;

12, 13, 14 - двигатели стабилизации;

15 - датчик курса объекта;

16 - стабилизированная в плоскости горизонта платформа инерциальной системы, например, с интегральной коррекцией (ИС);

17, 18 - датчики углов карданного подвеса.

Система содержит гироплатформу 1, блок управления гироплатформой и выработки навигационных параметров 2, на гироплатформе 1 расположен трехстепенной гироскоп 4 с датчиками моментов 5, 6 и датчиками углов 7, 8, акселерометры 9, 10 и 11, оси чувствительности которых ортогональны, выходы акселерометров 9, 10, 11 соединены с блоком управления гироплатформой и выработки выходных параметров 2, выходы которого соединены с датчиками момента гироскопа 5, 6, входы блока управления двигателями стабилизации 3 соединены с выходами датчиков углов 7, 8 гироскопа 4, выходы блока управления двигателями стабилизации 3 соединены с соответствующими двигателями стабилизации. Гироскопическая навигационная система функционирует следующим образом. Гироплатформа 1 с помощью двигателей стабилизации по сигналам рассогласования датчиков углов гироскопа 7, 8 все время удерживается в одной плоскости с кожухом гироскопа 4. Кожух гироскопа 4 вместе с гироплатформой 1 приводится в положение, наклоненное по отношению к плоскости горизонта на заданный угол скоростной девиации, и удерживается в этом положении с помощью моментов, накладываемых через датчики момента гироскопа 5, 6 по сигналам, специально вырабатываемым в блоке управления гироплатформой 2. Двигатель 12 может работать как следящий двигатель по соответствующим сигналам, вырабатываемым самой инерциальной системой с линейной коррекцией или по сигналу инерциальной системы с интегральной коррекцией 16 или по сигналу от внешних курсоуказателей.

За исходную систему координат примем сопровождающий трехгранник Дарбу E₀N_{0 0}. Ось ON₀ направлена по компасному меридиану на север. Ось O ₀ - по вертикали вверх. Тогда проекции абсолютной угловой скорости трехгранника E₀ N_{0 0} на его оси будут 0; ; r.

Проекции ускорения вершины трехгранника E ₀N_{0 0} на его оси суть - ; -rV; g, где g - ускорение силы тяжести.

С гироплатформами свяжем правые системы координат E₁N _{1 1} и E₂N _{2 2}. Системы координат E ₁N_{1 1} и E₂N _{2 2} получим из системы координат E ₀N_{0 0} последовательными поворотами:

1) вокруг оси ОЕ₀ на углы ₁ и ₂ соответственно,

2) вокруг осей ON₁ и ON₂ на углы ₁ и ₂ соответственно,

3) дополнительно системы координат E₁N_{1 1} и E₂N _{2 2} поворачиваются вокруг осей O ₁ и O ₂ соответственно на углы K₁cos ₁ и K₂cos ₂. Проекции абсолютной угловой скорости трехгранников E₁N_{1 1} и E₂N _{2 2} на их оси будут:

где p₁; p₂; q₁; q₂ - дрейфы гироскопов.

Проекции кажущегося ускорения вершины трехгранников E₁ N_{1 1} и E₂N _{2 2} на их оси будут:

где W_E1; W_N1; W ₁; W_E2; W_N2; W ₂ - погрешности соответствующих акселерометров.

Для выполнения условий

и

выражения для управляющих сигналов гироскопов 1 и 2 определим следующие:

где

Тогда уравнения движения (функционирования) двух гиромаятников будут:

Введем обозначения

где ; ; ; - обобщенные координаты системы;

- характеризует погрешность выработки

- характеризуют погрешность выработки гироплатформами плоскости горизонта;

- характеризует ошибку выработки компасного курса

- наблюдаемая обобщенная координата.

В бесплатформенном варианте ИНС при аналитическом решении задачи ориентации замер ( ₂- ₁), так же как и замер ( ₂- ₁), обеспечивается путем оценки отклонения приборной вертикали каждой модели гироплатформы инерциальной системы с линейной коррекцией от направления геоцентрической вертикали инерциальной системы с интегральной коррекцией 16 в виде углов и .

Можно показать, что по оценкам углов ₂ и ₁, а также по показаниям акселерометров W_E1; W_E2 и W _Eис возможно обеспечить замер наблюдаемых обобщенных координат и _ис, где _ис - ошибка стабилизации гирогоризонта инерциальной системы с интегральной коррекцией, W _Eис - показание соответствующего акселерометра инерциальной системы с интегральной коррекцией.

Инерциальная система с линейной коррекцией может состоять из гироплатформ в трехосном или в двухосном карданных подвесах. В последнем случае ₂= ₁=0.

Можно показать, что, формируя сигналы управления гироскопом, используя при этом только одну наблюдаемую координату представляется возможным автономно задемпфировать свободные колебания инерциальной системы.

Уравнения свободных колебаний инерциальной системы с линейной коррекцией в этом случае могут иметь вид:

где

- наблюдаемая обобщенная координата, определяемая как разность показаний датчиков курсов 15 B₂ -B₁. Сигналы обеспечивают демпфирование колебаний инерциальной системы. p₁; p₂; p ₃; p₄ - передаточные функции.

Из уравнений свободных колебаний следует, что инерциальная система демпфируется как с линейной, так, следовательно, и с интегральной коррекцией. Кроме этого следует, что может быть изменена направляющая сила по координате

Источник информации

1. В.Д.Андреев. Теория инерциальной навигации. Наука 1967.