Гирогоризонткомпас

Изобретение относится к области приборостроения и может найти применение в системах ориентации и навигации подвижных объектов. Технический результат – расширение функциональных возможностей. Для этого гирогоризонткомпас включает вращающийся вал, исполнительное устройство, ротор которого связан с вращающимся валом, а статор с корпусом гирогоризонткомпаса, первый и второй гироскопы, оси которых взаимно ортогональны, установленные на вращающемся валу, первый и второй акселерометры, оси которых взаимно ортогональны, установленные на корпусе гирогоризонткомпаса, третий гироскоп, установленный на корпусе гирогоризонткомпаса, бортовой вычислитель, содержащий блок выработки углов ориентации, блок управления подвесом, блок вычисления и автокомпенсации погрешности определения азимута, блок коммутации сигналов гироскопов, блок коммутации параметров ориентации и управляющее устройство. Исполнительное устройство обеспечивает поворот вращающегося вала в диапазоне углов ±180°. Выходы первого и второго гироскопов соединены соответственно с первым и вторым входами блока вычисления и автокомпенсации погрешности определения азимута, который подключен к выходу блока выработки углов ориентации и выходу блока управления подвесом, выход блока вычисления и автокомпенсации погрешности определения азимута соединен с блоком выработки углов ориентации бортового вычислителя и блоком управления подвесом, вход блока выработки углов ориентации соединен с выходом блока управления подвесом, вход исполнительного устройства соединен с выходом блока управления подвесом, который подключен к выходу управляющего устройства бортового вычислителя. 2 ил.

 

Изобретение относится к системам ориентации и навигации, системам управления подвижных объектов различного типа, в частности к гирогоризонткомпасам (ГГК), в которых используется измерительная информация, получаемая с датчиков угловых скоростей (ДУС) (волоконно-оптических гироскопов (ВОГ) или ДУС иного типа) и с блока акселерометров.

Известен ГГК с вращением инерциального измерительного модуля (патент РФ №2436046). ГГК содержит первый и второй гироскопы, установленные на вращающемся валу, причем с вращающимся валом связано электромеханическое исполнительное устройство, первый и второй акселерометры, оси которых взаимно ортогональны, третий гироскоп, бортовой вычислитель, причем входы бортового вычислителя соединены с выходами гироскопов и акселерометров. Бортовой вычислитель содержит блок выработки параметров ориентации, блок преобразования кажущихся ускорений, блок выработки параметров поступательного движения и блок построения вертикали.

Недостатками известного ГГК по патенту №2436046 являются:

- использование скользящего токоподвода неограниченного вращения для передачи информации из вращающегося измерительного модуля, что снижает надежность и уменьшает ресурс устройства;

- использование трех высокоточных ДУС (высокоточных ВОГ) и трех акселерометров, что приводит к усложнению, увеличению массы и габаритов устройства; учитывая, что движение осуществляется по земной поверхности, в большинстве случаев на подвижном объекте отпадает потребность в акселерометре, измеряющем вертикальную составляющую ускорения;

- реализация непрерывного кругового вращения измерительного модуля, включающего триаду высокоточных ВОГ и триаду акселерометров, целиком, что в свою очередь приводит к усложнению, увеличению массы и габаритов устройства, снижению его надежности и ресурса за счет постоянной работы устройства вращения и увеличения нагрузки на опоры.

Известен ГГК с фиксированными поворотами вращающегося вала и дополнительной рамы подвеса относительно продольной и поперечной осей ГГК (патент РФ №2571199), который является наиболее близким к заявляемому устройству и выбран в качестве прототипа. ГГК включает первый и второй гироскопы, установленные на вращающемся валу, первый и второй акселерометры, измерительные оси которых взаимно ортогональны и параллельны основанию ГГК, третий гироскоп, первое исполнительное устройство, ротор которого связан с вращающимся валом, бортовой вычислитель, содержащий блок выработки углов ориентации, блок управления подвесом, блок вычисления и автокомпенсации погрешности определения азимута, блок коммутации сигналов гироскопов и управляющее устройство.

Недостатками известного ГГК по патенту №2571199 являются:

- использование двух управляемых осей подвеса, что усложняет, снижает надежность и уменьшает ресурс устройства;

- отсутствие возможности повышения точности измерения азимута путем использования информации двух высокоточных гироскопов для определения азимута с компенсацией систематической составляющей ошибки обоих гироскопов;

- отсутствие возможности определения азимута в движении или при изменении углового положения объекта в азимуте с одновременным проведением автокомпенсации систематической составляющей ошибки обоих горизонтальных гироскопов (в момент поворота управляемых осей подвеса не сохраняется информация об азимутальном положении при гирокомпасировании).

Техническими задачами, на которые направлено заявляемое изобретение, являются повышение точности определения азимута путем обеспечения измерения азимута двумя горизонтальными высокоточными гироскопами с автокомпенсацией их ошибок, снижение массы и габаритов, повышение надежности и увеличение ресурса ГГК путем исключения из его состава одной из управляемых осей подвеса, обеспечение определения азимута в движении или при изменении углового положения объекта в азимуте путем жесткой установки вертикального гироскопа на корпусе устройства.

Поставленная техническая задача решается тем, что в гирогоризонткомпасе, включающем первый, второй и третий гироскопы, причем первый и второй гироскопы, измерительные оси которых взаимно ортогональны, установлены на вращающемся валу, первый и второй акселерометры, установленные в корпусе гирогоризонткомпаса, измерительные оси которых взаимно ортогональны и параллельны основанию гирогоризонткомпаса, исполнительное устройство, ротор которого связан с вращающимся валом, бортовой вычислитель, содержащий блок выработки углов ориентации, блок управления подвесом, блок вычисления и автокомпенсации погрешности определения азимута, блок коммутации сигналов гироскопов и управляющее устройство, причем первый и второй входы бортового вычислителя, являющиеся первым и вторым входами блока выработки углов ориентации, соединены соответственно с выходами первого и второго акселерометров, выход первого гироскопа соединен с третьим входом бортового вычислителя, являющимся первым входом блока вычисления и автокомпенсации погрешности определения азимута, выходы второго и третьего гироскопов соединены соответственно с четвертым и пятым входами бортового вычислителя, первый и второй выходы блока коммутации сигналов гироскопов соединены соответственно с третьим и четвертым входами блока выработки углов ориентации, шестой вход которого подключен к выходу блока вычисления и автокомпенсации погрешности определения азимута, третий вход которого соединен с первым выходом блока управления подвесом, второй выход которого подключен к седьмому входу блока выработки углов ориентации, вход исполнительного устройства соединен с выходом бортового вычислителя, являющимся третьим выходом блока управления подвесом, вход которого соединен с выходом управляющего устройства, а четвертый выход блока управления подвесом соединен с третьим входом блока коммутации сигналов гироскопов, в состав бортового вычислителя введен блок коммутации параметров ориентации, причем вращающийся вал установлен в корпусе гирогоризонткомпаса перпендикулярно его основанию, статор исполнительного устройства связан с корпусом гирогоризонткомпаса, при этом исполнительное устройство обеспечивает поворот вращающегося вала в диапазоне углов ±180°, третий гироскоп установлен в корпусе гирогоризонткомпаса измерительной осью перпендикулярно его основанию, причем третий и четвертый входы бортового вычислителя дополнительно соединены с первым и вторым входами блока коммутации сигналов гироскопов, пятый вход бортового вычислителя, являющийся пятым входом блока выработки углов ориентации, соединен с выходом третьего гироскопа, выход блока выработки углов ориентации подключен к первому входу блока коммутации параметров ориентации, второй вход которого подключен к пятому выходу блока управления подвесом, выход второго гироскопа дополнительно соединен со вторым входом блока вычисления и автокомпенсации погрешности определения азимута, четвертый и пятый входы которого соответственно подключены к первому и второму выходам блока коммутации параметров ориентации.

Изобретение поясняется чертежами, на которых представлены: фиг. 1 - схема предлагаемого ГГК; фиг. 2 - схема бортового вычислителя.

ГГК (фиг. 1) устроен следующим образом. На вращающемся валу закреплен первый 1 и второй 2 (высокоточные) гироскопы. Первый 1 и второй 2 гироскопы установлены таким образом, что их оси чувствительности взаимно ортогональны и перпендикулярны оси вращающегося вала. Вращающийся вал установлен в корпусе гирогоризонткомпаса перпендикулярно его основанию. На оси вращающегося вала установлено исполнительное устройство 3. Ротор исполнительного устройства (электромагнита) 3 связан с вращающимся валом, а статор исполнительного устройства 3 закреплен на корпусе ГГК. Первый 1 и второй 2 гироскопы поворачиваются в диапазоне углов ±180° вокруг вертикальной оси ГГК и подключены к бортовому вычислителю 4 с помощью гибкого токоподвода. В корпусе ГГК установлены первый 5 и второй 6 акселерометры, а также третий (средней точности) гироскоп 7 таким образом, что его ось чувствительности расположена вертикально относительно основания ГГК и перпендикулярно осям чувствительности первого 1 и второго 2 гироскопов. Оси чувствительности первого 5 и второго 6 акселерометров находятся в плоскости, параллельной основанию ГГК. Ось чувствительности второго акселерометра 6 расположена по направлению продольной оси ГГК, а ось чувствительности первого акселерометра 5 - по направлению поперечной оси ГГК. Сигналы: ω₁ - от первого гироскопа 1, ω₂ - от второго гироскопа 2 и ω₃ - от третьего гироскопа 7, а_х, а_у - от первого 5 и второго 6 акселерометров, поступают в бортовой вычислитель 4. Сигнал управления U_z из бортового вычислителя 4 поступает на исполнительное устройство 3.

Бортовой вычислитель 4 (фиг. 2) содержит блок коммутации параметров ориентации 8, блок выработки углов ориентации 9, блок вычисления и автокомпенсации погрешности определения азимута 10, управляющее устройство 11, блок управления подвесом 12, блок коммутации сигналов гироскопов 13.

В бортовом вычислителе 4 сигналы а_х, а_у поступают на первый и второй входы блока выработки углов ориентации 9, сигналы ω₁, ω₂, ω₃ - на первый и второй входы блока коммутации сигналов гироскопов 13 и пятый вход блока выработки углов ориентации 9 соответственно. Сигналы ω₁, ω₂ первого 1 и второго 2 гироскопов дополнительно поступают на первый и второй входы блока вычисления и автокомпенсации погрешности определения азимута 10, с выхода которого вычисленные углы азимута α_K1 и α_K2 передаются в блок выработки углов ориентации 9. С выхода блока выработки углов ориентации 9 параметры угла килевой θ (продольный угол наклона) и угла бортовой ψ качки (поперечный угол наклона) ГГК поступают на первый вход блока коммутации параметров ориентации 8. После обработки в блоке коммутации параметров ориентации 8 по сигналу k₃ с пятого выхода блока управления подвесом 12 параметры ориентации θ и ψ поступают с учетом знаков на соответствующие выходы блока коммутации параметров ориентации 8 в соответствии с текущим положением осей чувствительности первого 1 и второго 2 гироскопов относительно корпуса ГГК. С первого и второго выходов блока коммутации параметров ориентации 8 параметры ориентации θ и ψ поступают соответственно на четвертый и пятый входы блока вычисления и автокомпенсации погрешности определения азимута 10 с учетом знаков. Аналогично после коммутации сигналы гироскопов ω_x, ω_y в зависимости от текущей ориентации первого 1 и второго 2 гироскопов относительно продольной и поперечной осей ГГК как проекции относительно осей X, Y поступают на третий и четвертый входы блока выработки углов ориентации 9. Сигналы о режиме работы ГГК, вырабатываемые управляющим устройством 11, поступают в блок управления подвесом 12, который в свою очередь связан с блоком вычисления и автокомпенсации погрешности определения азимута 10, блоком выработки углов ориентации 9, блоком коммутации параметров ориентации 8 и блоком коммутации сигналов гироскопов 13, а также с исполнительным устройством 3.

ГГК функционирует следующим образом.

В режиме гирокомпасирования сигнал Режим на выходе управляющего устройства 11 бортового вычислителя 4 устанавливается в состояние «Гирокомпас», по которому блок управления подвесом 12 переключается на работу в режиме определения азимута. С помощью блока управления подвесом 12 выполняется операция ориентирования измерительных осей первого 1 и второго 2 гироскопов относительно корпуса ГГК. Для этого по сигналу управления U_z исполнительное устройство 3 осуществляет поворот вращающегося вала в диапазоне ±180° таким образом, чтобы оси чувствительности первого 1 и второго 2 гироскопов располагались вдоль поперечной и продольной осей ГГК (оси X и Y). От блока управления подвесом 12 в блок выработки углов ориентации 9 поступает сигнал управления k₁, по которому блоком выработки углов ориентации 9 вырабатывается информация о курсе К с привлечением информации от третьего гироскопа 3, а по сигналу k₂ в блоке вычисления и автокомпенсации погрешности определения азимута 10 производится первое измерение угла азимута α_K1 с привлечением информации первого 1 и второго 2 гироскопов.

Выражение для определения азимута находится следующим образом.

Сигнал первого гироскопа 1 равен [Основы построения бесплатформенных инерциальных навигационных систем / В.В. Матвеев, В.Я. Распопов / Под общ. ред. д.т.н. В.Я. Распопова. - СПб.: ГНЦ РФ ОАО «Концерн «ЦНИИ «Электроприбор», 2009, с. 162]:

где ω_x - значение угловой скорости, измеренное первым гироскопом 1 в плоскости основания ГГК, Ω₃ - угловая скорость вращения Земли; ϕ - широта места, θ₀ - угол наклона в плоскости оси чувствительности первого гироскопа 1.

Сигнал второго гироскопа 2 равен:

где γ₀ - угол наклона в плоскости оси чувствительности второго гироскопа 2.

Определим из выражения (1) cosα_K1:

Подставим в выражение (2) значение cosα_К1 (3) и определим значение sin α_K1:

Используя (3) и (4), угол азимута α_K1 определим через функцию арктангенс:

Использование информации двух измерителей обеспечивает уменьшение относительной ошибки определения азимута в диапазоне азимутальных углов ГГК 0…360° [Повышение точности гирокомпасирования за счет выбора ориентации осей чувствительности измерителей / Л.Н. Бельский, Л.В. Водичева // Гироскопия и навигация. 2000. №3. С. 21-34] и, следовательно, обеспечивает увеличение точности определения азимута.

В качестве углов наклонов θ₀, γ₀ в выражении (5) в блоке вычисления и автокомпенсации погрешности определения азимута 10 используются угол килевой θ (продольный угол наклона) или угол бортовой ψ качки (поперечный угол наклона) ГГК, вырабатываемые в блоке выработки углов ориентации 9 по сигналам первого 5 и второго 6 акселерометров. Выбор соответствия параметров ориентации θ и ψ, поступающих на первый и второй выходы блока коммутации параметров ориентации 8, и их знака положительным направлениям углов наклонов θ₀ и γ₀ при расчете выражения (5) осуществляется в зависимости от текущего положения первого 1 и второго 2 гироскопов относительно корпуса гирогоризонткомпаса по сигналу k₃ от блока управления подвесом

Далее угол курса К «привязывается» к измеренному азимуту α_К1, и по сигналу управления U_z исполнительное устройство 3 осуществляет поворот вращающегося вала на угол 180° в диапазоне ±180°. В результате оси чувствительности первого 1 и второго 2 гироскопов устанавливаются в противоположные положения вдоль поперечной и продольной осей ГГК (оси Х и Y) и фиксируются в этом положении. От блока управления подвесом 12 в блок выработки углов ориентации 9 поступает сигнал управления k₁, по которому блок выработки углов ориентации 9 продолжает вырабатывать информацию о курсе К с привлечением информации от третьего гироскопа 3, а по сигналу k₂ в блоке вычисления и автокомпенсации погрешности определения азимута 10 производится второе измерение в соответствии с выражением (5) угла азимута α_K2 с привлечением информации первого 1 и второго 2 гироскопов. При этом знаки учета углов θ и ψ, определяемых соответственно по сигналам а_х и а_у первого 5 и второго 6 акселерометров в блоке выработки углов ориентации 9 в соответствии с алгоритмами прототипа, в блоке коммутации параметров ориентации 8 меняются на противоположные.

При выполнении замеров в режиме гирокомпасирования возможные колебания объекта фиксируются с помощью первого 5 и второго 6 акселерометров, первого 1, второго 2 и третьего 3 гироскопов. Информация о колебаниях объекта (углы килевой θ и бортовой ψ качки) поступает в блок вычисления и автокомпенсации погрешности определения азимута 10, где с использованием указанной информации дополнительно осуществляется компенсация погрешности определения азимута, обусловленная колебаниями объекта.

Замеры, при которых ориентация оси чувствительности первого 1 и второго 2 гироскопов отличается на 180°, по сигналам k₂, поступающим от блока управления подвесом 12, обрабатываются в блоке вычисления и автокомпенсации погрешности определения азимута 10 бортового вычислителя 4. На двух противоположных румбах горизонтальная составляющая угловой скорости вращения Земли одинакова по модулю и различается по знаку, а систематический дрейф нуля гироскопа (датчика угловой скорости) неизменен как по модулю, так и по знаку, поэтому при арифметическом вычитании одного показания гироскопа из другого горизонтальная составляющая скорости вращения Земли удваивается, а дрейф нуля обнуляется. Результирующее значение угла азимута α_K определяется по формуле:

где α_K1, α_K2 - значения курса в первом и втором замерах.

Полученное значение (6) угла азимута α_K объекта инвариантно относительно изменения дрейфов нуля первого 1 и второго 2 гироскопов, чем достигается повышение точности определения азимута.

В результате применения разворотов в диапазоне ±180° от исходного положения, при автокомпенсации погрешности исключаются неограниченные круговые вращения средств измерения (первого 1 и второго 2 гироскопов), что исключает необходимость применения скользящего токоподвода кругового вращения.

Учитывая, что в процессе определения азимута блоком выработки углов ориентации 9 вырабатывается информация о курсе К с привлечением информации от третьего гироскопа 7, предлагаемым устройством обеспечивается возможность проведения гирокомпасирования в движении или при изменении углового положения объекта в азимуте с одновременным проведением автокомпенсации систематической составляющей ошибки обоих горизонтальных гироскопов.

При работе ГГК в режиме хранения направления сигнал Режим от управляющего устройства 11 бортового вычислителя 4 устанавливается в состояние «Гироазимут», блок управления подвесом 12 переключается на работу в режиме хранения направления. По сигналам блока управления подвесом 12 с помощью исполнительного устройства 3 оси чувствительности первого 1 и второго 2 гироскопов соответственно ориентируются вдоль поперечной (ось X) и продольной (ось Y) осей ГГК и фиксируются в этом положении. По сигналу от блока управления подвесом 12 значение (6) угла курса α_K из блока вычисления и автокомпенсации погрешности определения азимута 10 поступает в блок выработки углов ориентации 9, где осуществляется «привязка» вырабатываемого угла курса К к измеренному углу азимута α_K, при этом сигнал k₁, передаваемый от блока управления подвесом 12 в блок выработки углов ориентации 9, устанавливается в состояние, разрешающее выработку параметра ориентации подвижного объекта по углу курса К с использованием информации первого 1, второго 2 и третьего 3 гироскопов. Угол курса К и углы наклона θ и ψ объекта определяются по известным выражениям алгоритмов работы БИНС [Основы построения бесплатформенных инерциальных навигационных систем / В.В. Матвеев, В.Я. Распопов / Под общ. ред. д.т.н. В.Я. Распопова. - СПб.: ГНЦ РФ ОАО «Концерн «ЦНИИ «Электроприбор», 2009] (без вертикального канала) в бортовом вычислителе 4 по сигналам об угловой скорости ω_x, ω_y, ω_z и ускорений а_х, а_у объекта. В виду того, что углы наклона наземного подвижного объекта ограничены, дополнительная ошибка из-за отсутствия третьего акселерометра и применения в качестве третьего гироскопа 7 гироскопа средней точности при выработке углов ориентации при движении носит незначительный характер.

При этом применение вместо трех однотипных высокоточных гироскопов, что характерно для современных БИНС, гироскопов, параметры которых подобраны исходя из основной выполняемой в составе ГГК в режиме гирокомпасирования и в режиме хранения направления функции, является фактором снижения стоимости и размеров устройства при сохранении точности его работы.

В предлагаемом ГГК в качестве первого 1 и второго 2 гироскопов может быть применен высокоточный ВОГ или кольцевой лазерный гироскоп, в качестве третьего гироскопа 7 - ВОГ средней точности, твердотельный волновой гироскоп, в качестве акселерометров 5, 6 - механические маятниковые, на базе микроэлектромеханической системы (МЭМС) и другие типы акселерометров. Функции исполнительного устройства (электромагнита) 3 могут выполнять электромеханические устройства, обеспечивающие повороты исполнительной оси в диапазоне углов ±180°. Бортовой вычислитель 4 может представлять собой устройство на базе микропроцессора или микроконтроллера с аналого-цифровыми преобразователями (АЦП) и цифроаналоговыми преобразователями (ЦАП), если гироскопы 1, 2, 7, акселерометры 5, 6, исполнительное устройство 3 работают с аналоговыми сигналами. Блок выработки углов ориентации 9, блок вычисления и автокомпенсации погрешности определения азимута 10, управляющее устройство 11, блок управления подвесом 12 и блок коммутации сигналов гироскопов 13 представляют собой арифметико-логические и программные устройства, выполненные на базе микропроцессора или микроконтроллера.

Блок коммутации параметров ориентации 8 обеспечивает изменение знака и прохождение параметров ориентации θ и ψ с его первого входа на первый и второй выходы соответственно в зависимости от управляющего сигнала на втором входе и представляет собой арифметико-логическое устройство, выполненное на базе микропроцессора или микроконтроллера.

В целом, благодаря предложенной кинематической схеме, набору чувствительных элементов, микропроцессорному устройству и силовому исполнительному элементу (электромагниту) предлагаемым устройством обеспечиваются:

- повышение точности измерения азимута путем использования для измерений двух ортогонально ориентированных высокоточных гироскопов с компенсацией систематических составляющих их ошибок (оси чувствительности гироскопов при измерениях ориентируются в плоскости основания ГГК в различных положениях);

- возможность компенсации погрешности самоориентирования, обусловленной колебаниями объекта от ветровых нагрузок, хождения экипажа и др. по сигналам канала построения вертикали на первом и втором гироскопах и акселерометрах;

- сокращение управляемых осей подвеса, что упрощает, повышает надежность и увеличивает ресурс, снижает массу и габариты устройства;

- возможность определения азимута в движении и при изменении углового положения объекта в азимуте с одновременным проведением автокомпенсации систематической составляющей ошибки обоих горизонтальных гироскопов;

- режим хранения азимутального угла с помощью гироскопа средней точности, ось чувствительности которого ориентирована перпендикулярно основанию объекта;

- определение углов наклона на стоянке и при движении объекта.

При этом конструкция ГГК не содержит систем стабилизации и горизонтирования, датчиков углового положения рам подвеса, характерных для платформенных гиросистем, позволяет использовать два высокоточных гироскопа и снизить требования к точности гироскопа, сигнал которого используется для хранения направления.

Проведены экспериментальные исследования и моделирование работы ГГК, подтверждающие улучшение характеристик устройства. Так, при реализации предлагаемого ГГК, в составе которого в качестве первого 1 и второго 2 гироскопов применяются высокоточные ВОГ фирмы «Оптолинк» ОИУС-1000 со случайным дрейфом 0.01°/час, в качестве третьего гироскопа - среднеточный ВОГ ОИУС-200 той же фирмы со случайным дрейфом 0.2°/час, акселерометры АК-15-2, точность определения азимута достигает (0.05°…0.07°)⋅sec (широты) в диапазоне азимутальных углов 0…360° в рабочем диапазоне температур, в том числе обеспечивается возможность определения азимута при изменении положения корпуса ГГК.

Гирогоризонткомпас, включающий первый, второй и третий гироскопы, причем первый и второй гироскопы, измерительные оси которых взаимно ортогональны, установлены на вращающемся валу, первый и второй акселерометры, установленные в корпусе гирогоризонткомпаса, измерительные оси которых взаимно ортогональны и параллельны основанию гирогоризонткомпаса, исполнительное устройство, ротор которого связан с вращающимся валом, бортовой вычислитель, содержащий блок выработки углов ориентации, блок управления подвесом, блок вычисления и автокомпенсации погрешности определения азимута, блок коммутации сигналов гироскопов и управляющее устройство, причем первый и второй входы бортового вычислителя, являющиеся первым и вторым входами блока выработки углов ориентации, соединены соответственно с выходами первого и второго акселерометров, выход первого гироскопа соединен с третьим входом бортового вычислителя, являющимся первым входом блока вычисления и автокомпенсации погрешности определения азимута, выходы второго и третьего гироскопов соединены соответственно с четвертым и пятым входами бортового вычислителя, первый и второй выходы блока коммутации сигналов гироскопов соединены соответственно с третьим и четвертым входами блока выработки углов ориентации, шестой вход которого подключен к выходу блока вычисления и автокомпенсации погрешности определения азимута, третий вход которого соединен с первым выходом блока управления подвесом, второй выход которого подключен к седьмому входу блока выработки углов ориентации, вход исполнительного устройства соединен с выходом бортового вычислителя, являющимся третьим выходом блока управления подвесом, вход которого соединен с выходом управляющего устройства, а четвертый выход блока управления подвесом соединен с третьим входом блока коммутации сигналов гироскопов, отличающийся тем, что в состав бортового вычислителя введен блок коммутации параметров ориентации, причем вращающийся вал установлен в корпусе гирогоризонткомпаса перпендикулярно его основанию, статор исполнительного устройства связан с корпусом гирогоризонткомпаса, при этом исполнительное устройство обеспечивает поворот вращающегося вала в диапазоне углов ±180°, третий гироскоп установлен в корпусе гирогоризонткомпаса измерительной осью перпендикулярно его основанию, причем третий и четвертый входы бортового вычислителя дополнительно соединены с первым и вторым входами блока коммутации сигналов гироскопов, пятый вход бортового вычислителя, являющийся пятым входом блока выработки углов ориентации, соединен с выходом третьего гироскопа, выход блока выработки углов ориентации подключен к первому входу блока коммутации параметров ориентации, второй вход которого подключен к пятому выходу блока управления подвесом, выход второго гироскопа дополнительно соединен со вторым входом блока вычисления и автокомпенсации погрешности определения азимута, четвертый и пятый входы которого соответственно подключены к первому и второму выходам блока коммутации параметров ориентации.