Способ увеличения диапазона углов поворота изделия относительно гиростабилизированной платформы, установленной на изделии в карданновом подвесе



Способ увеличения диапазона углов поворота изделия относительно гиростабилизированной платформы, установленной на изделии в карданновом подвесе
Способ увеличения диапазона углов поворота изделия относительно гиростабилизированной платформы, установленной на изделии в карданновом подвесе
Способ увеличения диапазона углов поворота изделия относительно гиростабилизированной платформы, установленной на изделии в карданновом подвесе
Способ увеличения диапазона углов поворота изделия относительно гиростабилизированной платформы, установленной на изделии в карданновом подвесе
Способ увеличения диапазона углов поворота изделия относительно гиростабилизированной платформы, установленной на изделии в карданновом подвесе

Владельцы патента RU 2552857:

Федеральное государственное унитарное предприятие "Научно-производственный центр автоматики и приборостроения имени академика Н.А. Пилюгина" (ФГУП "НПЦАП") (RU)

Изобретение относится к области приборостроения и может найти применение в системах навигации подвижных объектов, например летательных аппаратов. Технический результат - расширение функциональных возможностей. Для этого относительно гиростабилизированной платформы (ГСП), установленной на изделии в кардановом подвесе, обеспечивают увеличение углов поворота вокруг продольной, поперечной и вертикальной осей изделия за счет автоматического перевода трехосного карданова подвеса по сигналам от вычислительного устройства из режима работы с «ракетными» углами в режим работы с «самолетными» углами и обратно на заданное (требуемое) число раз с помощью двигателя механизма разворота (ДМР), установленного на дополнительной наружной раме карданова подвеса ГСП. При этом ось вращения дополнительной рамы относительно летательного аппарата (ЛА) устанавливают коллинеарно вертикальной оси ЛА. 3 ил.

 

Изобретение относится к области приборостроения и может быть использовано при разработке ракетных и самолетных инерциальных систем управления с применением гиростабилизированных платформ (ГСП), установленных в кардановом подвесе на изделии.

Основу систем управления составляет комплекс командных приборов (ККП) с применением трехосных ГСП, на которых расположены чувствительные элементы (ЧЭ) (акселерометры и гироблоки). На осях трехосного подвеса установлены двигатели силовой стабилизации (ДС) ГСП и датчики углов (ДУ), по информации которых определяется угловая ориентация изделия относительно системы координат, связанной с ГСП. По информации ККП можно определить угловую ориентацию и линейное перемещение центра масс изделия относительно инерциального пространства.

Ориентацию системы координат OXPYPZP, связанной с ракетой, относительно системы координат OXYZ, связанной с ГСП, принято определять через «ракетные» углы φP, ψP, υP, которые называются углами азимута, крена и тангажа.

Последовательность поворота φP→ψP→υP показаны на фиг.1а, а кинематическая схема карданова подвеса с ДУ и ДС показана на фиг.1б.

Ориентацию системы координат OXCYCZC, связанной с самолетом, принято определять через «самолетные» углы ψC, υC, φC, которые называются углами рыскания, тангажа и крена.

Последовательность поворотов ψC→υC→φC показана на фиг.2а. Кинематическая схема карданова подвеса с ДУ и ДС показана на фиг.2б.

Углы поворота изделия (ракеты, самолета) вместе с кардановым подвесом относительно ГСП вокруг внутренней оси подвеса (ось азимута для «ракетных» и ось рыскания для «самолетных» углов), а также вокруг наружной оси подвеса (ось тангажа для «ракетных» и ось вращения для «самолетных» углов) практически не ограничены и могут изменяться в диапазоне ±360°. Углы разворота изделия по промежуточной оси подвеса (ось крена для «ракетных» углов и ось тангажа для «самолетных» углов) ограничены и не должны превышать пределов ±70° от исходного «нулевого» положения вследствие эффекта «сложения рам».

При «сложении рам» оси двигателей стабилизации ГСП, установленные на внутренней и наружной осях трехосного подвеса, складываются, и ГСП выходит из строя, а угловая ориентация изделия не может быть определена.

Для увеличения диапазона рабочих углов поворота ЛА относительно инерциального пространства используется четырехосный подвес. В известных схемах четырехосных подвесов «для нормального функционирования ГСП при любых эволюциях ЛА вводят дополнительную следящую раму (ДР), ось вращения которой в исходном положении совпадает с осью средней рамы ГСП. Однако даже при введении ДР существуют такие маневры ЛА, при которых может произойти нарушение нормальной работы ГСП.» (Индикаторные гироскопические платформы. Под редакцией д-ра техн. наук, проф. А.Д. Александрова. М., Машиностроение. 1979 г. - Стр.9).

Предлагаемый способ позволяет избежать этих недостатков и увеличить углы поворота вокруг всех трех осей поворота изделия: продольной (ось вращения), поперечной (ось тангажа) и вертикальной (ось рыскания или азимута) путем автоматического перевода трехосного карданова подвеса из режима работы с «ракетными» углами ориентации изделия относительно ГСП в режим работы трехосного карданова подвеса с «самолетными» углами ориентации изделия, а также обратного перехода от «самолетных» углов к «ракетным» углам необходимое количество раз.

При этом не изменяется съем информации с датчиков углов, установленных на осях карданова подвеса. Не изменяется и работа системы силовой стабилизации ГСП. Это достигается тем, что двигатель механизма поворота рам (ДМР) карданова подвеса, имеющий редуктор с пониженной передачей, для перехода от «ракетных» углов к «самолетным» и обратно устанавливают на дополнительной наружной раме (HP) карданова подвеса, который разворачивают кратковременно (1-2 с) относительно ЛА на угол θ4 от нуля до ±90° и обратно от ±90° и до нуля. Других особых требований к двигателю ДМР не предъявляется. Угол поворота дополнительной рамы ограничен. Эта рама может иметь различное конструктивное исполнение, минимизирующее вес и габариты прибора.

После поворота рам через редуктор с пониженной передачей ДМР работает в режиме торможения (отключен), а четырехосный подвес продолжит работать как трехосный, не меняя связи между гироблоками ГСП и двигателями стабилизации, установленными на осях трехосного подвеса.

Схема карданова подвеса для автоматического перевода трехосного подвеса из режима работы с «ракетными» углами в режим работы с «самолетными» углами и обратно показана на фиг.3.

На фиг.3 дополнительная (четвертая) рама является наружной рамой карданова подвеса ГСП. Ось вращения дополнительной рамы устанавливают коллинеарно вертикальной оси ЛА. При неработающем двигателе ДМР в исходном положении, когда угол θ4=0, четырехосный подвес превращается в трехосный подвес с «ракетными» углами с признаком «ракета», при этом наружная ось полученного трехосного подвеса совпадает с поперечной осью изделия (ось тангажа изделия).

Этот трехосный подвес имеет «неграничные» углы прокачки по внутренней (азимутальная ось) и наружной (тангажная ось) осям карданова подвеса и имеет ограниченный угол прокачки по промежуточной оси, которая совпадает с осью вращения изделия.

Если требуется большой угол поворота изделия вокруг продольной оси, то надо развернуть дополнительную раму вокруг вертикальной оси (ось OYH) на 90° против или на -90° по часовой стрелке. Тогда ось OZ3 совпадет с продольной осью ОХИ изделия, и при неработающем двигателе ДМР четырехосный подвес превратится в трехосный подвес с «самолетными» углами с признаком «самолет». Этот трехосный подвес допускает «неограниченный» поворот вокруг внутренней (ось рыскания) и наружной (ось вращения) изделия и ограниченный угол прокачки вокруг промежуточной оси подвеса (ось тангажа изделия).

При обратном повороте дополнительной рамы вокруг вертикальной оси на угол 90° против или на -90° по часовой стрелке трехосный подвес с «самолетными» углами с признаком «самолет» снова превращается в трехосный подвес с «ракетными» углами и признаком «ракета».

При переходе от «ракетных» углов к «самолетным» углам и обратно необходимо иметь в виду, что также меняются местами ограничения на разворот изделия вокруг осей «вращения» и «тангажа».

Переход от «ракетных» углов к «самолетным» и обратно должен осуществляться, когда углы по тангажу и вращению одновременно не превышают пределов ±70°. Процесс перехода осуществляется за время не более 1-2 с. На дополнительной оси подвеса установлен датчик угла ДУ θ4, который фиксирует переход от «ракетных» углов к «самолетным» и обратно автоматически, и при развороте сохраняется информация об угловом положении изделия относительно ГСП.

Двигатели силовой стабилизации работают в прежнем режиме. «Автоматическое» преобразование сигналов с датчиков углов прецессии ГСП на двигатели ДС происходит через синусно-косинусный преобразователь угла, который обычно устанавливают на внутренней оси трехосного карданова подвеса, или такое преобразование может осуществляться в вычислительном устройстве.

При выключенном двигателе ДМР на углах θ4=0° и θ4=±90° для повышения надежности наружная ось трехосного гиростабилизатора должна быть зафиксирована относительно корпуса прибора.

Таким образом, предлагаемый способ увеличения диапазона углов поворота изделия относительно ГСП, установленной на изделии в кардановом подвесе, имеет отличительную особенность в том, что трехосный карданов подвес с «ракетными» углами ориентации изделия относительно ГСП, когда недостаточны углы прокачки вокруг продольной оси изделия, по сигналу от вычислительного устройства на двигатель механизма разворота автоматически переводят из режима работы с «ракетными» углами ориентации изделия относительно ГСП в режим работы трехосного карданова подвеса с «самолетными» углами ориентации изделия, а также обратно переводят из режима работы с «самолетными» углами в режим работы с «ракетными» углами, когда необходимы большие углы прокачки вокруг поперечной оси изделия, для этого наружную ось трехосного подвеса устанавливают в дополнительную рамку, которую с помощью двигателя механизма разворота поворачивают вокруг вертикальной оси изделия на угол θ4 от нуля до ±90° и обратно от ±90° до нуля необходимое число раз. Угол поворота определяют по показаниям датчика угла, который устанавливают на оси дополнительной рамы.

При неработающем двигателе ДМР в положении, когда угол θ4=0, четырехосный подвес работает в режиме трехосного подвеса с «ракетными» углами и признаком «ракета», наружная ось полученного трехосного подвеса совпадает с поперечной осью изделия, а подвес имеет ограниченный угол прокачки по оси вращения изделия и неограниченные углы прокачки по двум другим осям изделия.

При неработающем двигателе ДМР, когда угол θ4=±90°, четырехосный подвес работает в режиме трехосного подвеса с «самолетными» углами с признаком «самолет», наружная ось полученного трехосного подвеса совпадает с продольной осью изделия, а подвес имеет ограниченный угол прокачки по оси тангажа и неограниченные углы прокачки по двум другим осям.

Техническими результатами предлагаемого способа являются:

- совмещение в одном приборе функций двух приборов: определение «ракетных» и «самолетных» углов ориентации изделия, используя предлагаемый механизм разворота рам карданова подвеса;

- улучшение технических характеристик изделия: повышение маневренности изделия, экономия энергетики;

- простая схема переключения прибора из режима работы с «ракетными» углами в режим работы с «самолетными» углами и обратно;

- стабилизация ГСП не изменяется и работает в режиме трехосного стабилизатора.

Способ увеличения диапазона углов поворота изделия относительно гиростабилизированной платформы (ГСП), установленной на изделии в кардановом подвесе, отличающийся тем, что трехосный карданов подвес с «ракетными» углами ориентации изделия относительно ГСП, когда недостаточны углы прокачки вокруг продольной оси изделия, по сигналу от вычислительного устройства автоматически переводят из режима работы с «ракетными» углами ориентации изделия относительно ГСП в режим работы трехосного карданова подвеса с «самолетными» углами ориентации изделия, а также обратно переводят из режима работы с «самолетными» углами в режим работы с «ракетными» углами, когда необходимы большие углы прокачки вокруг поперечной оси изделия, для этого наружную ось трехосного подвеса устанавливают в дополнительную раму, которую с помощью двигателя механизма разворота поворачивают вокруг вертикальной оси изделия на угол θ4 от нуля до ±90° и обратно от ±90° до нуля необходимое число раз, угол поворота определяют по показаниям датчика угла, который устанавливают на ось дополнительной рамы.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к замкнутым телевизионным системам и может быть использовано в контрольно-измерительной технике, в приборах для космической навигации, в устройствах позиционирования, в системах управления космического аппарата в качестве датчика ориентации, где в качестве источника информационного сигнала используются матричные фотоприемники с накоплением заряда.

Изобретение может использоваться на космических аппаратах дистанционного зондирования Земли при жестких требованиях по координатной привязке получаемых снимков.

Изобретение относится к оптико-электронному приборостроению и может быть использовано в оптико-электронных приборах (ОЭП) ориентации по звездам, содержащих матричный фотоприемник с накоплением заряда.

Изобретение относится к области измерений и измерительной техники и может быть использовано в геодезии, навигации, метеорологии. Способ определения задержки электромагнитного сигнала тропосферой при относительных спутниковых измерениях включает спутниковые измерения, измерение метеоэлементов геодезическим градиентометром (патент РФ №2452983), расчет распределения метеоэлементов в направлении распространения электромагнитного сигнала, определение задержки сигнала тропосферой.

Изобретение относится к оптико-электронным приборам, обеспечивающим измерение угловых координат цели в динамическом режиме. Углоизмерительный прибор содержит объектив, матричный приемник излучения, вычислительный блок и канал геометрического эталона, состоящий из оптически сопряженных с объективом осветительного блока, имеющего три источника света, расположенные под углом 120° друг к другу, коллиматорного блока, включающего три входные и три выходные точечные диафрагмы, и зеркально-призменного блока, образующий с нанесенными на него диафрагмами коллиматора моноблок, жестко связанный с опорной плоскостью углоизмерительного прибора.

Заявленное изобретение относится к системам ориентации космических аппаратов и может быть использовано в качестве активного ультрафиолетового солнечного датчика.

Изобретение относится к приборам ориентации по солнцу и касается оптического солнечного датчика. Датчик содержит широкопольный входной оптический элемент, кодовую маску, светофильтр, защитный экран и матричное фотоприемное устройство МФПУ.

Изобретения относятся к вычислительной технике и могут быть использованы для обнаружения неисправностей спутников и корректировки таких неисправностей. Техническим результатом является возможность определения типа неисправности.

Изобретение относится к приборам навигации космических аппаратов по Солнцу или иным светящимся ориентирам. Целью изобретения является расширение поля зрения и повышение надежности устройства, измеряющего две угловые координаты светящегося ориентира.

Изобретение может использоваться на космических аппаратах (КА) дистанционного зондирования Земли, снимки с которых должны удовлетворять жестким требованиям по координатной привязке, и в качестве средства определения ориентации КА.

Изобретение относится к космической навигации и может быть использовано для оперативного определения направления на Солнце. Согласно способу с помощью оптико-интерференционной системы получают изображения светящегося кольца, центр которого соосен с направлением Солнца из центральной точки этой системы. Изображения кольца проецируют на матричный фотоприемник. Об угловом положении Солнца судят по положению центра спроецированного светового кольца на фотоприемнике. Устройство содержит сферическую оптико-интерференционную систему, включающую тонкий полусферический мениск с нанесенным на его выпуклую поверхность интерференционным светофильтром, рассеиватель излучения на вогнутой поверхности мениска и отсекающий светофильтр. Кроме того, устройство содержит объектив, матричный фотоприемник и блок управления, обработки и расчета. Технический результат - повышение точности определения угловых координат Солнца. 7 н.п. ф-лы, 4 ил.

Изобретение относится к области навигационного приборостроения летательных аппаратов: искусственных спутников Земли, спускаемых космических аппаратов, управляемых снарядов и ракет. Технический результат - повышение точности и помехоустойчивости. Для этого на объекте устанавливаются три приемные антенны спутниковых навигационных систем (СНС) с одним специализированным приемником, имеющим три входа, каждый из которых имеет один вход для подключения антенны, при этом опорная антенна вместе с бескардановым инерциальным измерительным модулем (БИИМ) на микромеханических датчиках (ММД) устанавливается в носовой части объекта по оси вращения, а две других с максимально возможным отстоянием по продольной оси от опорной антенны расположены по окружности со смещением 180° в поперечной плоскости. Разностные фазовые измерения СНС вращающегося объекта используются для оценки погрешностей БИИМ как по углу крена, так и углам курса и тангажа, а также для оценки погрешностей масштабных коэффициентов гироскопов и акселерометров, в том числе установленных по продольной оси объекта, вокруг которой осуществляется быстрое вращение. 14 ил.

Заявляемое изобретение относится к навигационной технике, а именно к способу навигации космического аппарата (КА). Способ основан на измерении отклонения истинного и измеренного положения звезды, наблюдаемой сквозь земную атмосферу. Отклонение связано с атмосферной рефракцией. Для этого с помощью звездного прибора проводят одновременно измерения угловых расстояний между видимым положением известной звезды, лучи которой подвергаются рефракции в атмосфере, и положением каждой из не менее чем двух звезд, находящихся над атмосферой, лучи которых проходят выше атмосферы и не подвергаются рефракции. По измеренным расстояниям определяют величину угла атмосферной рефракции в момент измерения. Технический результат - определение величины атмосферной рефракции для использования ее в системе автономной навигации КА с целью уточнения параметров орбиты. 5 ил.

Изобретение относится к области астрономо-геодезических измерений и может быть использовано для определения географических координат объекта, в том числе подвижного. Технический результат - расширение функциональных возможностей. Для этого осуществляют прием и спектральный анализ сигналов от чувствительного элемента, фиксацию сигналов, принятых от различных радиопульсаров, их идентифицикацию на электронной карте звездного неба в вычислительном устройстве и расчет широты и долготы места обсервации. При этом система космической навигации содержит чувствительный элемент, вычислительное устройство, блок памяти с электронной картой (базой данных) пульсаров, информационные кабели и индикатор долготы и широты, датчик наклона чувствительного элемента, причем чувствительный элемент выполнен в виде датчика сверхслабых излучений, имеющий всенаправленную диаграмму направленности. 2 н.п. ф-лы, 3 ил.

Изобретение относится к бортовым системам навигации (БСН) искусственных спутников Земли (ИСЗ) на низких (с высотой до 500-600 км) орбитах. БСН содержит устройство управления системой и соединенные с ним устройство преобразования навигационных сигналов в навигационные параметры, блок преобразования навигационных параметров в параметры движения центра масс (ЦМ) ИСЗ и блок прогнозирования параметров движения ЦМ. В состав БСН введены соединенные с устройством управления системой блок уточнения баллистического коэффициента (БК) - как параметра согласования расчетного и фактического движения ИСЗ, блок накопления текущих значений БК и блок прогнозирования БК. В блоке прогнозирования БК использован адаптивный (по параметрам, либо также и по структуре модели) алгоритм прогнозирования БК. В алгоритме могут быть использованы соотношения эмпирической регрессии или метод группового учета аргументов. Техническим результатом изобретения является повышение точности прогнозирования движения ЦМ спутника. 2 ил.

Изобретение относится к космической навигации и может быть использовано для оперативного точного определения ориентации космического аппарата относительно инерциальной системы координат. Устройство для определения ориентации объекта по звездам содержит корпус, оптическую систему, бленду, матричный приемник излучения, вычислительное устройство, электронную память, содержащую бортовой каталог навигационных звезд. При этом используется колодезная компоновка датчика, в которой оптическая система и бленда объединены в центральный модуль, частично расположенный внутри корпуса датчика, при этом бленда является держателем оптической системы, а центральный модуль является крышкой корпуса. Вокруг центрального модуля размещена электронная единая плата, которая закреплена к боковым стенкам и основанию корпуса винтами. Плата включает гибкие участки, по которым плата изогнута таким образом, чтобы основные тепловыделяющие элементы были прижаты к боковым стенкам корпуса, а матричный приемник излучения к основанию корпуса. При этом сброс тепла со стенок и основания корпуса осуществляется кондуктивным теплообменом за счет теплопроводности через, по меньшей мере, три крепежные лапки основания корпуса и частично за счет лучистого теплообмена с внутренней поверхностью встроенной бленды. В вырез платы под нижней поверхностью матричного приемника излучения установлен термоэлектрический охладитель Пельтье, контактирующий с основанием корпуса через теплопроводящую пасту или прокладку. Технический результат - снижение массы и габаритов устройства, а также увеличение отвода тепла. 2 з.п. ф-лы, 6 ил.

Изобретение относится к оптико-электронным приборам астроориентации и может быть использовано в космических системах различного назначения для получения информации об ориентации. Технический результат - расширение функциональных возможностей. Для этого дополнительно введен блок предсказания звезд по фрагментам кадра, причем первый вход блока предсказания звезд по фрагментам кадра соединен с блоком управления и цифровой обработки, а второй вход - с блоком вычисления угловых скоростей, при этом первый выход блока предсказания звезд по фрагментам кадра соединен с дешифратором звезд по фрагментам кадра, а второй выход - с блоком управления работой матричного фотоприемника со счетчиком строк. 1 з.п. ф-лы, 1 ил.

Изобретение относится к спутниковой навигации и может использоваться для оперативного контроля целостности навигационного поля глобальной навигационной спутниковой системы (ГНСС). Технический результат - расширение функциональных возможностей. Для этого совместно с навигационной аппаратурой потребителя (НАП) размещают аппаратуру хранения шкалы времени потребителя и аппаратуру высокоточных сличений шкалы времени потребителя с системной шкалой времени ГНСС, осуществляют синхронизацию шкалы времени потребителя с системной шкалой времени ГНСС, регистрируют время приема навигационного сообщения космического аппарата (КА) ГНСС по шкале времени потребителя, определяют псевдодальность между каждым КА и аппаратурой потребителя, определяют один набор координат потребителя по трем значениям псевдодальности. Проводят анализ полученных наборов, получают несколько наборов координат потребителя, выявляют КА ГНСС, навигационные сообщения которого не должны использоваться для навигационных определений. 1 ил.

Изобретение относится к космической навигации. Способ повышения точности определения ориентации по звездам заключается в проецировании изображения звезд через оптическую систему на матричный приемник излучения. Изображения звезд занимают область не менее 2х2 пикселя. Определяют положение взвешенного центра изображения звезд с учетом индивидуальных характеристик пикселей. Данные об индивидуальных характеристиках пикселей время от времени обновляют с помощью датчика путем проведения калибровки, при которой свет от оптической системы перекрывается светонепроницаемым затвором при помощи устройства управления затвором, а матричный приемник излучения однородно освещается калибровочным осветителем. Светонепроницаемый затвор установлен между оптической системой и матричным приемником излучения. Затвор состоит из качалки в виде экранирующего апертуру лепестка с заделанным в качалку магнитом и исполнительного соленоида. Технический результат - повышение точности определения ориентации и поддерживание точности в течение длительного времени в процессе функционирования датчика. 3 н. и 7 з.п. ф-лы, 4 ил.

Изобретение относится к спутниковой навигации и управлению воздушным движением (УВД). Технический результат - расширение функциональных возможностей. Для этого координаты воздушного судна (ВС), определяемые на борту ВС с использованием спутниковой навигационной системы и передаваемые по цифровому каналу вещательного автоматического зависимого наблюдения (АЗН-В) в систему управления воздушным движением для обработки и отображения диспетчеру УВД, сравниваются с координатами этого же ВС, измеренными с помощью опорного источника координатной информации, например радиолокационной станции (РЛС). При превышении заранее определенного порога в расстоянии между местоположениями ВС, оцененными на основе измерений спутниковой навигационной системы и опорного источника наблюдения, принимается решение о нарушении целостности в контуре обработки и передачи спутниковой навигационной информации, которая автоматически оперативно устраняется с индикатора воздушной обстановки диспетчера, осуществляющего УВД. При этом обеспечиваются заданные вероятности пропуска некачественной навигационной информации и ложного предупреждения о появлении такой информации.
© Патентный поиск, поиск патентов на изобретения - FindPatent.RU 2012-2024
Политика конфиденциальности 2015-06-10 2015-06-10T01:33:47
Наверх