Авіаційна гравіметрична система для вимірювань аномалій прискорення сили тяжіння

Авіаційна гравіметрична система для вимірювань аномалій прискорення сили тяжіння, що містить систему визначення навігаційних параметрів C2 1 3 моментів типу в'язкого тертя; неізохронністю прецесійних коливань тристепеневих гіроскопів; розбігом колової частоти прецесійних коливань, яка використовується в алгоритмах обчислень у БЦОМ, з коловою частотою прецесійних коливань тристепеневих гіроскопів [2]. В результаті додавання цих сигналів за допомогою суматорів похибки на виходах гіроскопічного гравіметра по обох осях чутливості суттєво збільшуються. Результати вимірювань аномалій прискорення сили тяжіння в авіаційній гравіметричній системіпрототипі формуються у БЦОМ на основі даних, що надійшли на входи БЦОМ з виходів гіроскопічного гравіметра по обох осях чутливості. При цьому в авіаційній гравіметричній системі-прототипі відсутні засоби компенсації похибок, що наявні на виходах гіроскопічного гравіметра по обох осях чутливості. Тому ці похибки суттєво знижують точність результатів вимірювань аномалій прискорення сили тяжіння. Таким чином, результати вимірювань аномалій прискорення сили тяжіння, що отримані в авіаційній гравіметричній системі-прототипі, мають недостатню точність. В основу винаходу поставлена задача удосконалення авіаційної гравіметричної системи для вимірювань аномалій прискорення сили тяжіння, щоб забезпечити підвищення точності вимірювань аномалій прискорення сили тяжіння. Поставлена задача вирішується шляхом того, що до складу БЦОМ додатково введений блок алгоритмічної компенсації похибок вимірювань прискорення сили тяжіння, до першого, другого, третього та четвертого входів якого підключено виходи першого, другого, третього та четвертого датчиків кута відповідно. Сигнали 1, 2 з виходів першого та другого датчиків кута та сигнали 1, 2 з виходів третього та четвертого датчиків кута містять систематичні похибки Rіj (і=1, ..., 5 та визначає номер складової частини похибки, j=1, ..., 4 та визначає сигнал 1, 2, 1 або 2, на який діє дана похибка). Як відомо [2], ці похибки обумовлені дією на гіроскопічний гравіметр таких факторів: 1. R1j - нелінійні викривлення траєкторій руху тристепеневих гіроскопів; 2. R2j - нерівність нуля показника згасання прецесійних коливань через дію на тристепеневі гіроскопи моментів типу в'язкого тертя; 3. R3j - неізохронність прецесійних коливань тристепеневих гіроскопів; 4. R4j - розбіг колової частоти прецесійних коливань, яка використовується в алгоритмах обчислень у БЦОМ, з коловою частотою прецесійних коливань тристепеневих гіроскопів; 5. R5j - завади, що викривляють траєкторії руху тристепеневих гіроскопів та приводять до виникнення систематичної складової частини похибки. В блоці алгоритмічної компенсації похибок вимірювань прискорення сили тяжіння виконується розрахунок систематичних похибок вимірювань Rij на основі підходів, викладених в [3, 4]. Далі блок алгоритмічної компенсації похибок вимірювань прискорення сили тяжіння виконує 95042 4 компенсацію систематичних похибок шляхом їх виключення за формулою [5]: * 1  1   Ri1, *  2   Ri2, 2 i i (1) *    R , *    R , 1 1  i3 2 2  i4 i i Таким чином, в авіаційній гравіметричній системі-винаході забезпечується суттєве підвищення точності вимірювань аномалій прискорення сили тяжіння. Суть винаходу пояснюється кресленнями. Перелік креслень: фіг.1 - структурна схема авіаційної гравіметричної системи для вимірювань аномалій прискорення сили тяжіння; фіг.2 - структурна схема гіроскопічного гравіметра; фіг.3 - схема обчислення повного вектора прискорення сили тяжіння. Авіаційна гравіметрична система для вимірювань аномалій прискорення сили тяжіння (фіг.1) містить гіроскопічний гравіметр 1, систему 2 визначення навігаційних параметрів та вимірювач 3 висоти, які підключені до бортової цифрової обчислювальної машини (БЦОМ) 4, а також двовісну платформу 5, осі якої забезпечені ідентичними двигунами 6,7. Гіроскопічний гравіметр 1 містить два тристепеневі гіроскопи 8, 9, ротори яких виконані таким чином, що обертаються в протилежні боки, а їх центри мас С1 і С2 зміщені на однакову відстань l у один бік вздовж осей обертання. Тристепеневий гіроскоп 8 розташований у внутрішній рамці 15 та зовнішній рамці 14. На осі 23 внутрішньої рамки 15 розташований третій датчик 18 кута. До виходу третього датчика 18 кута підключений датчик 10 моменту, розташований на осі 21 зовнішньої рамки 14. На осі 21 зовнішньої рамки 14 розташований перший датчик 12 кута. До виходу першого датчика 12 кута підключено датчик 17 моменту, розташований на осі 23 внутрішньої рамки 15. Тристепеневий гіроскоп 9 розташований у внутрішній рамці 16 та зовнішній рамці 14. На осі 24 внутрішньої рамки 16 розташований четвертий датчик 20 кута. До виходу четвертого датчика 20 кута підключений датчик 11 моменту, розташований на осі 22 зовнішньої рамки 14. На осі 22 зовнішньої рамки 14 розташований другий датчик 13 кута. До виходу другого датчика 13 кута підключено датчик 19 моменту, розташований на осі 24 внутрішньої рамки 16. Виходи першого та другого датчиків 12, 13 кута підключені до входів першого суматора 26, вихід якого є виходом гіроскопічного гравіметра 1 по першій осі чутливості (сигнал fz). Виходи третього та четвертого датчиків 18, 20 кута підключені до входів другого суматора 27, вихід якого є виходом гіроскопічного гравіметра 1 по другій осі чутливості (сигнал fх). Перша вісь чутливості гіроскопічного гравіметра 1 (вісь Oz) співпадає з напрямком осей 21 і 22 зовнішньої рамки 14 тристепеневих гіроскопів 8 і 9. Друга вісь чутливості гіроскопічного гравіметра 1 5 (вісь Ох) співпадає з напрямком осей 23 і 24 внутрішніх рамок 15 і 16 тристепеневих гіроскопів 8 і 9. Гіроскопічний гравіметр 1 встановлений на двовісній платформі 5, осі якої забезпечені ідентичними двигунами 6, 7. Вихід гіроскопічного гравіметра 1 по першій осі чутливості (сигнал fz) підключений до входу другого двигуна 6, що керує кутовим положенням двовісної платформи 5 по другій осі чутливості гіроскопічного гравіметра 1. Вихід гіроскопічного гравіметра 1 по другій осі чутливості (сигнал fх) підключений до входу першого двигуна 7, що керує кутовим положенням двовісної платформи 5 по першій осі чутливості гіроскопічного гравіметра 1. До складу БЦОМ 4 входить блок 25 алгоритмічної компенсації похибок вимірювань прискорення сили тяжіння. До першого, другого, третього та четвертого входів цього блока підключено виходи першого, другого, третього та четвертого датчиків 12, 13, 18, 20 кута відповідно. Авіаційна гравіметрична система для вимірювань аномалій прискорення сили тяжіння працює таким чином. Складова частина gx прискорення сили тяжіння (проекція на вісь Ох) спрямована вздовж осей 23 і 24 внутрішніх рамок 15 і 16 тристепеневих гіроскопів 8 і 9. Останні почнуть повертатись відносно осей 23 і 24 внутрішніх рамок 15 і 16 під дією маятникового моменту mgxl, спрямованого по осях 21 і 22 зовнішньої рамки 14 (m - додаткова маса, розташована на відстані l від перерізу осей Ох і Oz обох тристепеневих гіроскопів 8 і 9 вздовж осей обертання роторів цих гіроскопів). Обертання тристепеневих гіроскопів 8 і 9 під дією маятникового моменту mgxl приводить до появи електричних сигналів на виходах третього та четвертого датчиків 18 і 20 кута, розташованих на осях 23 і 24 внутрішніх рамок 15 і 16. Виходи третього та четвертого датчиків 18 і 20 кута підключені до входів датчиків 10 і 11 моменту, розташованих на осях 21 і 22 зовнішньої рамки 14. Датчики 10 і 11 моменту створюють моменти, що компенсують маятникові моменти mgxl. Складова частина gz прискорення сили тяжіння (проекція на вісь Oz) спрямована вздовж осей 21 і 22 зовнішньої рамки 14 тристепеневих гіроскопів 8 і 9. Останні почнуть повертатись відносно осей 21 і 22 зовнішньої рамки 14 під дією маятникового моменту mgzl, спрямованого по осях 23 і 24 внутрішніх рамок 15 і 16. Обертання тристепеневих гіроскопів 8 і 9 під дією маятникового моменту mgzl приводить до появи електричних сигналів на виходах першого та другого датчиків 12 і 13 кута, розташованих на осях 21 і 22 зовнішньої рамки 14. Виходи першого та другого датчиків 12 і 13 кута підключені до входів датчиків 17 і 19 моменту, розташованих на осях 23 і 24 внутрішніх рамок 15 і 16. Датчики 17 і 19 моменту створюють моменти, що компенсують маятникові моменти mgzl. У гіроскопічному гравіметрі 1, що містить два однакових тристепеневих гіроскопи 8 і 9, формуються два вихідні сигнали fz і fx по першій і другій осях чутливості. Ці сигнали формуються за допомогою суматорів 26 і 27. Перший сигнал є сумою вихідних сигналів з першого та другого датчиків 95042 6 12, 13 кута. Другий сигнал є сумою вихідних сигналів з третього і четвертого датчиків 18, 20 кута. Ці сигнали являють собою проекції повного вектора прискорення сили тяжіння на першу і другу осі чутливості гіроскопічного гравіметра 1. Вихідні сигнали fz і fx гіроскопічного гравіметра 1 подаються на входи двигунів 6 і 7. Двигуни 6 і 7 керують кутовим положенням двовісної платформи 5, на якій встановлений гіроскопічний гравіметр 1. З гіроскопічного гравіметра 1 на входи блока 25 алгоритмічної компенсації похибок вимірювань прискорення сили тяжіння надходять чотири сигнали. Це сигнали 1, 2 з виходів першого та другого датчиків 12, 13 кута та сигнали 1, 2 з виходів третього та четвертого датчиків 18, 20 кута. В блоці 25 алгоритмічної компенсації похибок вимірювань прискорення сили тяжіння виконується розрахунок систематичних похибок вимірювань Rij на основі підходів, викладених в [3, 4]. Цей блок також виконує компенсацію систематичних похибок вимірювань Rij шляхом їх виключення за формулою (1). Далі у БЦОМ 4 відбувається попарне додавання сигналів, отриманих від блока 25 алгоритмічної компенсації похибок вимірювань прискорення сили тяжіння, згідно з формулою: * * (2)  *  1   * ,  *  1   * ,  2  2 При цьому компенсується ще одна складова похибки вимірювань аномалій прискорення сили тяжіння, що обумовлена впливом кутової швидкості обертання Землі на гіроскопічний гравіметр 1. Це пояснюється тим, що ротори тристепеневих гіроскопів 8, 9 обертаються в протилежні боки, а їх центри мас зміщені на однакову відстань у один бік вздовж осей обертання. В цьому випадку вказана складова частина похибки має однакове абсолютне значення та протилежні знаки у парах * * сигналів  1 і  * , 1 і  * відповідно (див. [2]). 2 2 При додаванні сигналів за формулами (2) ця складова похибки взаємно компенсується. Далі у БЦОМ 4 на основі сигналів  * і  * об  числюються сигнали dz і dx, що відповідають подвоєним значенням проекцій gz і gx повного вектора прискорення сили тяжіння на осі Oz і Ох: (3) d z  k z   *  2g z , d x  k x   *  2g x ,   де kz і kх - коефіцієнти пропорційності, що визначаються шляхом розрахунку [2] на основі конструктивних даних гіроскопічного гравіметра 1. БЦОМ 4 на основі сигналів dz і dx обчислює повний вектор g прискорення сили тяжіння за формулою (відповідно до фіг.3): 2 2 d  d  (4) g  z   x  ,      2   2  У БЦОМ 4 також подаються вихідні сигнали від системи 2 визначення навігаційних параметрів і вихідний сигнал від вимірювача 3 висоти. БЦОМ 4 на основі значень повного вектора сили тяжіння і даних, що надходять від системи 2 визначення навігаційних параметрів і вимірювача 7 3 висоти обчислює аномалії прискорення сили тяжіння за формулою [2, 6]:  (5) g  g  E  A  h   0 , де Е - поправка Етвеша, А - поправка на висоту,  h - вертикальне прискорення літака, γ0 - довідкове значення прискорення сили тяжіння (відносно поверхні еліпсоїда обертання). Таким чином, у авіаційній гравіметричній системі-винаході повністю компенсується вплив ряду похибок вимірювань, що дозволяє суттєво підвищити точність вимірювань аномалій прискорення сили тяжіння. Література: 1. Авіаційна гравіметрична система для вимірювань аномалій прискорення сили тяжіння: Патент України на винахід 79874 С2 МПК (2006) G01V7/00 / О.М. Безвесільна, Ю.О. Подчашинсь 95042 8 кий. - № а200509695; Заявл. 14.10.05; Опубл. 25.07.07. Бюл. № 11. - 4с. 2. Безвесільна О.М. Авіаційні гравіметричні системи та гравіметри: Монографія. - Житомир: ЖДТУ, 2007. - 604с. 3. Безвесільна О. Автокомпенсація похибок гіроскопічного гравіметра // Proceedings of the International Scientific Conference "Mechanics 2004". - Rzeszow (Poland): Rzeszow University of Technology, 2004. - P.21-28. 4. Безвесільна О.М., Киричук Ю.В., Подчашинський Ю.О. Методи оптимізації цільової функції та ідентифікації характеристик прецизійних навігаційних систем: Монографія. - Житомир: ЖДТУ, 2010. 201с. 5. Метрологія та вимірювальна техніка: Підручник / За редакцією Е.С. Поліщука. - Львів: Бескид Біт, 2003. - 544с. 6. Пантелеев В.Л. Основы морской гравиметрии. - М.: Недра, 1983. - 268с. 9 Комп’ютерна верстка Л. Ціхановська 95042 Підписне 10 Тираж 24 прим. Міністерство освіти і науки України Державний департамент інтелектуальної власності, вул. Урицького, 45, м. Київ, МСП, 03680, Україна ДП “Український інститут промислової власності”, вул. Глазунова, 1, м. Київ – 42, 01601