Способ автономной начальной выставки стабилизированной платформы трехосного гиростабилизатора в плоскость горизонта и на заданный азимут



Способ автономной начальной выставки стабилизированной платформы трехосного гиростабилизатора в плоскость горизонта и на заданный азимут
Способ автономной начальной выставки стабилизированной платформы трехосного гиростабилизатора в плоскость горизонта и на заданный азимут
Способ автономной начальной выставки стабилизированной платформы трехосного гиростабилизатора в плоскость горизонта и на заданный азимут
Способ автономной начальной выставки стабилизированной платформы трехосного гиростабилизатора в плоскость горизонта и на заданный азимут
Способ автономной начальной выставки стабилизированной платформы трехосного гиростабилизатора в плоскость горизонта и на заданный азимут
Способ автономной начальной выставки стабилизированной платформы трехосного гиростабилизатора в плоскость горизонта и на заданный азимут
Способ автономной начальной выставки стабилизированной платформы трехосного гиростабилизатора в плоскость горизонта и на заданный азимут
Способ автономной начальной выставки стабилизированной платформы трехосного гиростабилизатора в плоскость горизонта и на заданный азимут

Владельцы патента RU 2608337:

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

Изобретение относится к области гироскопии и может быть использовано для выставки в плоскость горизонта и на заданный азимут стабилизированной платформы (СП) трехосного гиростабилизатора (ТГС) системы управления ракет-носителей и разгонных блоков космического назначения, запускаемых со стартовых комплексов наземного базирования и морских платформ. В предлагаемом способе после грубого приведения СП в плоскость горизонта включается система стабилизации, в датчики моментов (ДМ) двухстепенных поплавковых интегрирующих гироскопов (ГБ) системы стабилизации СП подаются токи компенсации уходов СП, затем вычисляется отклонение СП от плоскости горизонта и нескомпенсированные скорости поворота СП относительно осей ОХП и ΟΖП, вычисляются проекции горизонтальной составляющей скорости вращения Земли на оси чувствительности ГБ по осям рыскания (Р) и тангажа (Т), грубо определяется азимут корпуса ТГС, затем уточняются масштабные коэффициенты акселерометров, составляющие уходов ГБ Ρ и Τ и калибровочные коэффициенты их трактов путем выставки СП в четыре положения с азимутом 0°, 90°, 180° и 270°, компенсацией уходов СП и проведением измерений в этих положениях, после чего СП осью ОХП грубо выставляется на азимут запуска, в ДМ ГБ подаются токи компенсации собственных уходов ГБ и составляющих вектора вращения Земли, уточняются проекции горизонтальной составляющей скорости вращения Земли на оси чувствительности ГБ Τ и Ρ и производится их пересчет на направления север-юг, запад-восток, вычисляется рассогласование оси ОХП с азимутом запуска, вычисленное рассогласование устраняется поворотом вокруг вертикальной оси на рассчитанный угол, и СП удерживается у азимута запуска токами компенсации. Технический результат – уменьшение погрешности выставки трехосного гиростабилизатора стабилизированной платформы в плоскость горизонта и на заданный азимут. 2 ил.

 

Изобретение относится к области гироскопии и может быть использовано для выставки в плоскость горизонта и на заданный азимут стабилизированной платформы (СП) трехосного гиростабилизатора (ТГС) системы управления ракет-носителей и разгонных блоков космического назначения, запускаемых со стартовых комплексов наземного базирования и морских платформ.

Известны способы начальной выставки, основанные на использовании датчика угловой скорости (ДУС). Например, «Способ гирокомпасирования с применением гироскопического датчика угловой скорости при автономной и алгоритмической компенсации его дрейфа» [1]. Суть способа состоит в выставке осей гироскопа, работающего в режиме обратной связи по току датчика момента (режим ДУС) в три заданных положения, измерении токов обратной связи в этих положениях, определении углов наклона плоскости измерительных осей гироскопа по тангажу и крену и вычислении истинного курса объекта.

Также известны способы, основанные на использовании информационных сигналов с каналов горизонтального приведения. Например, в «Способе автономной азимутальной ориентации платформы трехосного гиростабилизатора по изменяющимся токам коррекции» [2] платформу выставляют системой грубого приведения в горизонт и по азимуту в исходное положение, предварительно отключают цепь приведения платформы по азимуту, грубо переводят платформу в требуемое положение по азимуту, включают систему точного приведения платформы в горизонт, увеличивают угловую скорость движения платформы относительно Земли по азимуту путем подачи соответствующего управляющего сигнала в датчик моментов азимутального гироблока, а азимутальную ориентацию платформы определяют путем обработки информации о токах коррекции в датчиках моментов гироблоков системы точного приведения платформы в горизонт.

Главным недостатком перечисленных способов является то, что описанные в них системы являются замкнутыми и поэтому имеют дополнительные погрешности выставки от возмущений, вызывающих угловые колебания объекта, в котором расположен гиростабилизатор.

Наиболее близким к предлагаемому техническому решению является способ азимутального ориентирования, основанный на измерении видимых уходов СП [3]. В этом способе после предварительного приведения осей ОХП и OZП в плоскость горизонта система приведения отключается и платформа начинает уходить относительно Земли с угловыми скоростями, определяемыми следующими выражениями:

где , , - угловые скорости поворота СП относительно Земли;

ωд1, ωд2, ωд3 - угловые скорости ухода (дрейфа) СП, вызванные вредными моментами по осям прецессии гироскопов;

ωв и ωг - вертикальная и горизонтальная составляющие вектора скорости вращения Земли соответственно;

А - азимутальное положение СП.

Измеряя видимые уходы и и зная дрейф ωд2 и ωд3 СП вокруг осей ОХП и OZП, находят азимутальное положение A (например, из третьего выражения (1)):

Данный способ имеет недостатки. Выражения (1) справедливы только для малых углов отклонения платформы α1, α2, α3, т.е. для достаточно малых промежутков времени, пока α1, α2, α3 не достигли больших значений, для которых нужны более точные выражения. Параметры , , , измеренные на малых промежутках времени, будут иметь большие погрешности от действия возмущений (ветер, морские волны и др.). На точность выставки влияет нестабильность от запуска к запуску уходов гироскопа от вредных моментов по его оси прецессии (согласно (2)). Кроме этого при больших значениях α1, α2, α3 увеличиваются погрешности измерений уходов гироскопа из-за нестабильности этих параметров в одном запуске.

Задачей предлагаемого изобретения является начальная выставка приборной системы координат XПYПZП, связанной с осями СП, в плоскость горизонта и на азимут запуска (физическое совмещение со стартовой системой координат XCYCZC) автономными средствами бортовой инерциальной навигационной системы (ИНС) при действии на объект, в котором установлен ТГС, неспешно изменяющихся во времени возмущений различной природы, и повышение точности прицеливания за счет уточнения собственных уходов гироскопов, вызванных вредными моментами по их осям прецессии.

Поставленная задача решается тем, что в предлагаемом способе после грубого приведения осей ОХП и OZП в плоскость горизонта включается система стабилизации, в датчики моментов (ДМ) двухстепенных поплавковых интегрирующих гироскопов (ГБ) подаются токи компенсации уходов СП, затем вычисляется отклонение СП от плоскости горизонта и нескомпенсированные скорости поворота СП относительно осей ОХП, OZП и вычисляются проекции горизонтальной составляющей вектора скорости вращения Земли на оси чувствительности (ОЧ) ГБ по осям рыскания (Р) и тангажа (Т), грубо определяется азимут корпуса ТГС, затем уточняются масштабные коэффициенты акселерометров, а также независящие составляющие уходов ГБ Р и Т и калибровочные коэффициенты их трактов путем выставки СП в четыре положения с азимутом 0°, 90°, 180° и 270°, компенсацией уходов СП и проведением измерений в этих положениях, после чего СП осью ОХП грубо выставляется на азимут запуска, в ДМ ГБ подаются токи компенсации собственных уходов ГБ и составляющих вектора вращения Земли, уточняются проекции горизонтальной составляющей скорости вращения Земли на ОЧ ГБ Т и Р и производится их пересчет на направления север-юг, запад-восток, вычисляется рассогласование оси ОХП с азимутом запуска, вычисленное рассогласование устраняется поворотом вокруг вертикальной оси на рассчитанный угол, и СП удерживается у азимута запуска токами компенсации.

На фиг. 1 приведена структурная схема ТГС ракеты, для которой применяется предлагаемый способ,

где XПYПZП - приборная система координат (ПСК);

XKYKZK - система координат, связанная с корпусом;

ГБ В, ГБ Р, ГБ Т - двухстепенные поплавковые интегрирующие гироскопы, расположенные по осям вращения (ось В), рыскания (ось Р) и тангажа (ось Т) соответственно;

X, Y, Z - акселерометры, расположенные по осям Р, В и Т соответственно;

ДК В, ДК Р, ДК Т - датчики команд, расположенные по осям В, Р и Т соответственно;

ДУ В, ДУ Р, ДУ Т - датчики углов, расположенные по осям В, Р и Т соответственно.

ТГС содержит СП, расположенную в трехосном кардановом подвесе с установленными на каждой из его осей датчиками углов (ДУ) и датчиками команд (ДК). На СП установлены три акселерометра и три двухстепенных поплавковых интегрирующих гироскопа таким образом, что образуют правые прямоугольные системы координат, параллельные осям ПСК. Гироскопы на оси прецессии имеют ДУ и ДМ, входящие в систему стабилизации СП и системы приведения и коррекции соответственно. Алгоритмы управления стабилизированной платформой реализуются вычислительным устройством.

На фиг. 2 показана взаимосвязь ПСК (XПYПZП) и стартовой системы координат (XCYCZC),

где NLE - система координат, связанная с Землей;

АЗ - азимут запуска;

ΔAЗ - отклонение оси ОХП от АЗ.

Предполагается, что корпус объекта, в котором установлена ИНС, находится в неподвижной относительно Земли точке старта и колеблется под действием внешних возмущений (например, перемещение верхней части ракеты-носителя на стартовом столе из-за порывов ветра), создавая таким образом линейные перемещения ИНС относительно Земли. Ось OYK объекта (фиг. 1) направлена вертикально с точностью до установки корпуса на стартовом столе, а оси ОХК и OZK перпендикулярны OYK и образуют вместе с ней систему координат, связанную с корпусом.

Системой грубого приведения - управляющими сигналами из бортовой цифровой вычислительной машины (БЦВМ) в ДК, установленные на рамах карданова подвеса, по информации ДУ осей Т и Р ТГС - СП и связанная с ней ПСК выставляется осями ОХП, OZП в плоскость горизонта с точностью до положения корпуса.

Включается система стабилизации - выходы датчиков углов прецессии ГБ Т, ГБ, Р и ГБ В через усилители системы стабилизации подключаются к входам ДК Т, ДК Р и ДК В ТГС соответственно.

Зная широту места испытаний, находят проекцию вертикальной составляющей скорости вращения Земли на ОЧ ГБ, и, зная калибровочные коэффициенты их трактов, в ДМ ГБ подают сигналы, компенсируя эту составляющую, а также собственные уходы всех гироскопов.

Аппроксимируя показания акселерометров X и Z на некотором интервале измерения (1-20 мин), например, методом наименьших квадратов, измеряют проекции вектора силы тяжести на их измерительные оси, вычисляют отклонения СП от плоскости горизонта (αх, αz) и некомпенсированные скорости поворота (,) относительно осей ОХП, OZП.

Согласно формулам (3) находят проекции горизонтальной составляющей скорости вращения Земли на ОЧ ГБ тангажа ΩT и рыскания ΩР.

где , - скорости поворота СП относительно осей ОХП, OZП, реализуемые ДМ ГБ Р и Т соответственно;

ωдZ ωдX - независящие составляющие уходов ГБ Т и Р соответственно;

Ωв - вертикальная составляющая скорости вращения Земли;

Kz, Кх - калибровочные коэффициенты трактов ГБ Т и Р соответственно;

iz, ix - токи компенсации, подаваемые на соответствующие ДМ ГБ.

По формулам (4) находят азимут корпуса ТГС АТГС.

где ΩГ - горизонтальная составляющая скорости вращения Земли.

Далее проводят калибровку трактов акселерометров и гироскопов.

Для определения масштабного коэффициента акселерометра СП выставляется системой грубого приведения в положение, в котором измерительная ось акселерометра параллельна вектору силы тяжести, включается система стабилизации, в ДМ ГБ подаются токи компенсации собственных уходов ГБ и составляющих вектора скорости вращения Земли в этом положении, проводятся измерения и, зная величину ускорения свободного падения, производится вычисление.

Предполагается, что независящие (вызванные вредными моментами по оси прецессии гироскопа) составляющие уходов ГБ Т ωдZ и ГБ Р ωдХ и калибровочные коэффициенты трактов ДМ ГБ Т Kz и ДМ ГБ Р Кх известны заранее, но из-за нестабильности указанных параметров от запуска к запуску и для повышения точности выставки требуется их уточнение. Для этого предварительно отгоризонтированная СП выставляется последовательно в четыре положения с азимутом оси ОХП 0°, 90°, 180° и 270°. Выставка осуществляется заданием рассчитанных в БЦВМ сигналов в ДМ ГБ. После завершения выставки в ДМ ГБ подаются токи компенсации уходов СП. В каждом положении по формулам (3) вычисляются проекции ΩГ на оси ОХП, OZП (, , , ) и угловые скорости по тем же осям (, , , ). Затем по формулам (5) определяются отклонения ΔωдZ, ΔωдХ, ΔKZ, ΔКХ параметров от предварительно измеренных

где , - определенные ранее калибровочные коэффициенты.

СП выставляют в горизонт и, вычисляя из и информации датчика угла оси B ТГС текущий азимут A оси ОХП, ориентируют ось ОХП грубо на азимут запуска Аз. В ДМ ГБ подаются токи компенсации собственных уходов ГБ и составляющих вектора вращения Земли. Токи для компенсации горизонтальной составляющей вектора вращения Земли вычисляются по формулам (6)

По информации акселерометров уточняются проекции горизонтальной составляющей скорости вращения Земли на ОЧ ГБ Т и Р по формулам (3). Выполняется пересчет ΩT, ΩР на направления север-юг ΩN, запад-восток ΩE по формулам (7)

где Аз - азимут запуска, равный углу NOXС (фиг. 2).

Далее определяется отклонение оси ОХП от Аз по формуле (8)

Для обеспечения равенства текущего азимута оси ОХП заданному азимуту Аз выполняется поворот СП (задается соответствующий ток в ДМ ГБ В) относительно оси OYП на угол ΔАз и по окончании поворота - удержание СП в заданном положении токами компенсации уходов СП.

Предлагаемый способ предусматривает проведение следующих операций:

1. Грубое приведение осей ОХП и OZП в плоскость горизонта.

2. Включение системы стабилизации.

3. Подача токов компенсации уходов СП в ДМ ГБ.

4. Вычисление отклонения СП от плоскости горизонта и нескомпенсированных скоростей поворота СП относительно осей ОХП, OZП.

5. Вычисление проекций горизонтальной составляющей скорости вращения Земли на ОЧ ГБ Р и Т.

6. Грубое определение азимута корпуса ТГС.

7. Уточнение масштабных коэффициентов акселерометров.

8. Уточнение независящих составляющих уходов ГБ Р и Т и калибровочных коэффициентов их трактов путем выставки СП в четыре положения с азимутом оси ОХП 0°, 90°, 180°, 270°, компенсацией уходов СП и проведением измерений в этих положениях.

9. Выставка СП в плоскость горизонта и ориентация оси ОХП грубо на азимут запуска.

10. Подача в ДМ ГБ токов компенсации уходов СП и составляющих вектора вращения Земли.

11. Уточнение проекций горизонтальной составляющей скорости вращения Земли на ОЧ ГБ Р и Т и их пересчет на направления север-юг, запад-восток.

12. Определение отклонения оси ОХп от азимута запуска.

13. Поворот СП вокруг вертикальной оси для устранения рассчитанного отклонения и удержание СП токами компенсации у заданного положения.

Таким образом, предложен способ автономной начальной выставки стабилизированной платформы трехосного гиростабилизатора в плоскость горизонта и на заданный азимут, основанный на измерении видимых уходов СП, на которой установлены три акселерометра и три двухстепенных поплавковых интегрирующих гироскопа таким образом, что образуют правые прямоугольные системы координат, параллельные осям ПСК, расположенной в трехосном кардановом подвесе с установленными на каждой из его осей ДУ и ДК. Предложенный способ включает грубое приведение СП в плоскость горизонта, включение системы стабилизации и азимутальную ориентацию, основанную на измерении уходов СП акселерометрами.

Отличительная особенность заключается в том, что после включения системы стабилизации в ДМ ГБ подаются токи компенсации уходов СП, затем вычисляется отклонение СП от плоскости горизонта и некомпенсированные скорости поворота СП относительно осей ОХП и OZП, вычисляются проекции горизонтальной составляющей вектора скорости вращения Земли на ОЧ ГБ Р и Т, грубо определяется азимут корпуса ТГС, затем уточняются масштабные коэффициенты акселерометров, а также независящие составляющие уходов ГБ Р и Т и калибровочные коэффициенты их трактов путем выставки СП в четыре положения с азимутом 0°, 90°, 180° и 270°, компенсацией уходов СП и проведением измерений в этих положениях, после чего СП осью ОХП грубо выставляется на азимут запуска, в ДМ ГБ подаются токи компенсации собственных уходов ГБ и составляющих вектора вращения Земли, уточняются проекции горизонтальной составляющей скорости вращения Земли на ОЧ ГБ Т и Р и производится их пересчет на направления север-юг, запад-восток, вычисляется рассогласование оси ОХП с азимутом запуска, вычисленное рассогласование устраняется поворотом вокруг вертикальной оси на рассчитанный угол, и СП удерживается у азимута запуска токами компенсации.

Техническим результатом применения предлагаемого способа является уменьшение погрешностей выставки СП ТГС в плоскость горизонта и на заданный азимут, обусловленных внешними возмущениями: ветром, морскими волнами, работой системы позиционирования морской платформы и др., и собственными уходами гироскопов, установленных на СП; исключаются угловые повороты СП от внешних возмущений, а для их фильтрации применяются простые методы аппроксимации.

Источники литературы

1. Патент RU 2272253 «Способ гирокомпасирования с применением гироскопического датчика угловой скорости при автономной и алгоритмической компенсации его дрейфа».

2. Патент RU 2509979 «Способ автономной азимутальной ориентации платформы трехосного гиростабилизатора по изменяющимся токам коррекции».

3. Назаров Б.И., Хлебников Г.А. Гиростабилизаторы ракет. М.: Воениздат, 1975. стр. 189-191.

Способ автономной начальной выставки стабилизированной платформы трехосного гиростабилизатора в плоскость горизонта и на заданный азимут, включающий грубое приведение стабилизированной платформы (СП) трехосного гиростабилизатора (ТГС) в плоскость горизонта, включение системы стабилизации и азимутальную ориентацию, основанную на измерении уходов СП акселерометрами, отличающийся тем, что после включения системы стабилизации в датчики моментов (ДМ) двухстепенных поплавковых интегрирующих гироскопов (ГБ) системы стабилизации СП подаются токи компенсации уходов СП, затем вычисляется отклонение СП от плоскости горизонта и нескомпенсированные скорости поворота СП относительно осей ОХП и OZП, вычисляются проекции горизонтальной составляющей скорости вращения Земли на оси чувствительности ГБ по осям рыскания (P) и тангажа (Т), грубо определяется азимут корпуса ТГС, затем уточняются масштабные коэффициенты акселерометров, составляющие уходов ГБ P и Т и калибровочные коэффициенты их трактов путем выставки СП в четыре положения с азимутом 0°, 90°, 180° и 270°, компенсацией уходов СП и проведением измерений в этих положениях, после чего СП осью ОХП грубо выставляется на азимут запуска, в ДМ ГБ подаются токи компенсации собственных уходов ГБ и составляющих вектора вращения Земли, уточняются проекции горизонтальной составляющей скорости вращения Земли на оси чувствительности ГБ Т и P и производится их пересчет на направления север-юг, запад-восток, вычисляется рассогласование оси ОХП с азимутом запуска, вычисленное рассогласование устраняется поворотом вокруг вертикальной оси на рассчитанный угол, и СП удерживается у азимута запуска токами компенсации.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к судовым системам ориентации и может найти применение в системах угловой ориентации устройств корабля с учетом статических и динамических деформаций корпуса корабля, а также ошибок установки систем на корабле.

Группа изобретений относится к установке и работе инерционных датчиков, таких как, например, датчики пространственного положения (гироскопы) или датчики движения (акселерометры) на борту транспортного средства.

Изобретение относится к области гироскопических систем и может быть использовано в навигационных системах. Технический результат - расширение функциональных возможностей.

Изобретение относится к области навигационного приборостроения и может быть использовано для определения положения платформы трехосного гиростабилизатора в азимуте, например, в высокоточных навигационных системах различного назначения.

Изобретение относится к системам автоматического регулирования, а конкретно к двухосным управляемым гиростабилизаторам оптической линии визирования, работающим на подвижных объектах и предназначенным для стабилизации и наведения линии визирования.

Способ коррекции дрейфа микромеханического гироскопа, используемого в системе дополненной реальности на движущемся объекте. Изобретение относится к области навигационного приборостроения.

Изобретение относится к области гироскопических систем и может быть использовано для определения азимутального положения платформы трехосного гиростабилизатора, например, в высокоточных навигационных системах различного назначения.

Изобретение относится к области приборостроения и может быть использовано для определения азимутального положения платформы трехосного гиростабилизатора, например, в высокоточных навигационных системах различного назначения.

Азимутальная ориентация платформы трехосного гиростабилизатора по приращениям угла прецессии гироблока относится к области приборостроения и может быть использована для определения азимута, например, в высокоточных системах различного назначения.

Изобретение относится к области навигационного приборостроения и может быть использовано для контроля гиростабилизированных платформ космического назначения. .

Изобретения относятся к точному приборостроению, а именно к гироскопической технике, и могут быть использованы в гироскопических стабилизаторах. Способ стабилизации гироскопической платформы заключается в подаче сигнала с датчика угла прецессии гироскопа через усилитель стабилизации на стабилизирующий двигатель, при этом при настройке устойчивости контура стабилизации определяют фактический коэффициент контура стабилизации путем завала ротора гироскопа на известный угол с помощью подачи управляющего сигнала на датчик момента гироскопа при отключенном стабилизирующем двигателе, измеряя при этом напряжение на выходе усилителя стабилизации. Технический результат – повышение качества стабилизации и обеспечения необходимого запаса устойчивости системы. 2 н.п. ф-лы, 1 ил.

Изобретение относится к области приборостроения и может быть использовано в высокоточных навигационных системах различного назначения для определения положения платформы трехосного гиростабилизатора в азимуте. Технический результат – расширение функциональных возможностей за счет обеспечения возможности определения азимутального положения гиростабилизированной платформы в условиях азимутальных смещений основания, а также сокращения времени и повышения точности определения азимута. Для этого измерения производятся в инерциальном управляемом режиме движения платформы относительно вертикальной оси и инерциальном режиме относительно двух или одной из горизонтальных осей. Перед началом измерений платформа горизонтируется точной системой приведения и грубо устанавливается и удерживается в требуемом исходном положении по азимуту. Затем система удержания платформы по азимуту и система точного приведения платформы в горизонт по двум или одной из горизонтальных осей отключается, а в датчик моментов азимутального гироблока подаются расчетные сигналы, увеличивающие скорость и угол поворота платформы по азимуту. Азимут исходного положения платформы определяют путем обработки сигналов с акселерометров об изменяющихся видимых уходах платформы относительно двух или одной горизонтальных осей, а также информации о видимых уходах по азимуту и об углах поворота гироскопов систем стабилизации платформы относительно двух или одной горизонтальных осей. 1 з.п. ф-лы.

Изобретение относится к гироскопической технике, а конкретно к двухосным гироскопическим стабилизаторам оптических элементов, работающим на подвижных объектах и предназначенным для стабилизации и управления оптическими элементами, и может найти применение в создании систем типа бинокль, перископ, лазерный дальномер. Заявленный гиростабилизатор оптических элементов, содержащий трехстепенной гироскоп, у которого во внешней рамке установлен гироузел, с которым кинематически шарнирно связан оптический элемент, и коррекционный двигатель, при этом оптический элемент представляет два зеркала, установленные во внешней рамке гироскопа симметрично относительно оси подвеса гироузла, а в кинематические шарнирные связи введены пружины, причем оси вращения зеркал параллельны оси подвеса гироузла, на котором с одной стороны в направлении оси ротора гиромотора установлена штанга с закрепленным на ее конце шарикоподшипнике, а на противоположном конце закреплена направляющая механического арретира, при этом шарикоподшипник штанги может перемещаться по направляющей бугеля, которая имеет П-образное сечение и средний радиус, равный длине штанги от центра подвеса гироузла до шарикоподшипника, при этом ось вращения бугеля находится в корпусе прибора и перпендикулярна оси подвеса внешней рамки. Технический результат состоит в увеличении угла обзора и угловых скоростей слежения с увеличением точности управления оптическими элементами с уменьшением массы и габаритов. 2 з.п. ф-лы, 7 ил.

Изобретение относится к системам автоматического управления и регулирования, в частности к гиростабилизирующим устройствам, и используется для обеспечения стабилизации поля зрения и управления линией визирования оптических приборов (прицелов), размещаемых на подвижных объектах военного назначения (ОВН) типа танков, БМП, БМД, БТР и т.п. Техническим результатом является повышение эксплуатационных возможностей за счет сохранения конструктивных установочных размеров в модернизируемом ОВН при установке на него нового прицельного комплекса (ПК) с независимой линией визирования (ЛВ), улучшение ремонтопригодности ОВН в условиях эксплуатации при установке модернизированного ПК с независимой ЛВ. Система стабилизации содержит прицельный комплекс с управляющей и силовой электроникой, связанной с внешним управляющим сигналом, датчики, двигатель, электрически связанный с первым выходом управляющей и силовой электроники, оптические узлы и механизмы. При этом система разделена на электроблок, размещенный в ОВН и содержащий управляющую и силовую электронику, и блок электромеханический, размещенный в прицельном комплексе, устанавливаемом на ОВН и содержащий датчики, двигатель, оптические узлы и механизмы, а также блок памяти и последовательный порт памяти. Элементы системы стабилизации соединены согласно блок-схеме на фиг. 1. 1 ил.

Изобретение относится к области приборостроения и может быть использовано для определения азимутального положения платформы трехосного гиростабилизатора, например в высокоточных навигационных системах различного назначения. Технический результат - повышение точности и сокращение времени определения азимута. Предложенный способ азимутальной ориентации платформы трехосного гиростабилизатора заключается в том, что используют один из гироблоков системы стабилизации гиростабилизированной платформы, при этом горизонтирование платформы относительно одной из осей осуществляют путем отключения акселерометра от датчика моментов гироблока контура стабилизации по этой оси и подключения его к соответствующему двигателю стабилизации через усилитель стабилизации, а азимут платформы определяют по информационным сигналам, равным разности между номинальными значениями угла прецессии гироблока и соответствующими значениями широкодиапазонного кодового датчика угла этого гироблока. При этом одновременно с определением разностного угла измеряют акселерометром угол отклонения платформы от горизонта, осуществляют дифференцирование измеренного угла, рассчитывают текущие значения тока компенсации, который после преобразования из цифровой формы в аналоговую подают на датчик моментов данного гироблока. 1 ил.

Группа изобретений относится к средствам для определения положения объектов в заданной системе координат. Инерциальный блок для закрепления на вращающемся узле транспортного средства, сочлененный с его силовым оборудованием, содержит по меньшей мере один датчик ускорения, и/или по меньшей мере один магнитометр, выполненный с возможностью определения угла наклона вращающегося узла, и/или по меньшей мере одно счетное устройство, выполненное с возможностью определения количества вращений вращающегося узла, и два гироскопа, выполненные с возможностью определения направления на уровне обода вращающегося узла в целях предоставления информации об углах для определения положения, при этом данные первого гироскопа умножаются на ряд синусов, а данные второго гироскопа умножаются на ряд косинусов, причем оба ряда выбираются таким образом, чтобы обеспечить максимально точное представление рядов значений акселерометра, и чтобы сумма ряда была равна нулю с максимально возможной точностью. Также предложено устройство, содержащее множество инерциальных датчиков, которое крепится к транспортному средству. Указанный инерциальный блок реализует соответствующий способ определения координат транспортного средства. Описанная выше группа изобретений позволяет с высокой точностью определять координаты транспортных средств. 3 н. и 24 з.п. ф-лы, 5 ил.

Изобретение относится к области навигационного приборостроения и может быть использовано для создания прецизионных систем инерциальной навигации подвижных объектов. Опора карданова подвеса гиростабилизатора содержит стабилизирующий двигатель, преобразователь координат, цапфу оси подвеса, шарикоподшипник, редуктор, корпус, токоподвод коллекторного типа. Особенность конструкции опоры карданова подвеса гиростабилизатора состоит в том, что в нее введены: косозубое люфтовыбирающее колесо с фланцем, четыре люфтовыбирающие пружины, дополнительный фланец опоры, при этом шарикоподшипник выполнен в виде дуплексного шарикоподшипника, цапфа выполнена с косозубым зубчатым венцом, редуктор представляет собой два конических зубчатых колеса и червяк, который находится в зацеплении с косозубым венцом цапфы и косозубым венцом люфтовыбирающего колеса, токоподвод расположен внутри цапфы. Техническим результатом является повышение точности разворота рамок карданова подвеса, уменьшение массы и габаритов конструкции опоры, улучшение технологичности конструкции опоры карданова подвеса гиростабилизатора. 3 ил.

Изобретение относится к области навигации наземных транспортных средств и может найти применение в комплексной навигационной аппаратуре на основе аппаратуры счисления координат и спутниковой навигационной системы. Технический результат – повысить целостность системы навигации. Для этого автоматизированная система навигации с контролем целостности навигационных данных спутниковых радионавигационных систем состоит из аппаратуры счисления координат, в качестве основного элемента которой используется бесплатформенная инерциальная навигационная система (БИНС), оснащенной датчиком скорости механическим (ДСМ), датчиком скорости доплеровским (ДСД) и барометрическим высотомером (БВ), спутниковой навигационной аппаратуры (СНА), бортовой ЭВМ, выносного комплекса спутниковой навигационной аппаратуры (ВК СНА), устройства контроля качества (УКК) навигационных полей спутниковых систем и формирования корректирующей информации. Бесплатформенная инерциальная навигационная система (БИНС) оснащена вычислителем навигационных параметров (ВНП), выполненным с возможностью автоматического учета температурных поправок, а в качестве датчиков первичной информации БИНС используются инерциальные датчики: лазерные гироскопы (ЛГ) и кварцевые акселерометры (КА). Спутниковая навигационная аппаратура (СНА), основой которой является приемоиндикатор (ПИ), оснащена антенной системой (АС), состоящей из четырех антенных модулей (AM). Бортовая ЭВМ связана с барометрическим высотомером (БВ), состоящим, в свою очередь, из датчика температуры (ДТ), измерителя цифрового атмосферного давления (ИЦАД) и блока обработки данных (БОД), а через блок согласования (БС) - с датчиком скорости механическим (ДСМ) и датчиком скорости доплеровским (ДСД). Кроме того, она оснащена периферийными устройствами: клавиатурой (К), видеомонитором (ВМ), устройством документирования (УД), манипулятором графической информации (МГИ). Выносной комплекс спутниковой навигационной аппаратуры (ВК СНА), состоящий из носимого приемоиндикатора (НПИ) и антенны геодезической (АГ), оснащен переносным накопителем навигационной информации (ННИ). Бортовая ЭВМ связана по соответствующим каналам обмена и управления с вышеперечисленной аппаратурой, дополнительно - с аппаратурой передачи данных (АПД). При этом схема разрешения использования сигналов спутников (СРИСС) функционирует на основе алгоритма контроля целостности навигационного обеспечения спутниковых радионавигационных систем. В ее состав входят сумматор, пороговое устройство (ПУ) и ключевое устройство (КУ). 1 ил.
© Патентный поиск, поиск патентов на изобретения - FindPatent.RU 2012-2024
Политика конфиденциальности 2015-09-11 2017-01-30T09:05:52
Наверх