Full resolution (JPEG) - On this page / på denna sida - H. 41. 6 november 1956 - Tröghetsnavigering, av Rolf Ohlon
<< prev. page << föreg. sida << >> nästa sida >> next page >>
Below is the raw OCR text
from the above scanned image.
Do you see an error? Proofread the page now!
Här nedan syns maskintolkade texten från faksimilbilden ovan.
Ser du något fel? Korrekturläs sidan nu!
This page has never been proofread. / Denna sida har aldrig korrekturlästs.
20 november 1956
957
I dessa uttryck har enbart tagits hänsyn till
jordrotationen kring polaxeln, jordens rörelse kring solen och
solsystemets roterande rörelse har försummats.
I ekv. 6 a och 6 b uttrycker R<p resp. RX eos <p
accelerationerna relativt jorden. R (<oj + A)2 sin <p • eos <p är en
cen-tripetalacceleration och — 2 R<p (<Oj + A) • sin <p en
Coriolis-acceleration.
De erhållna värdena från accelerometrarna måste således
korrigeras för de två sistnämnda termerna. För att erhålla
longituden A måste dessutom tas hänsyn till latituden <p,
vilket framgår av första termen i ekv. 6 b. Dessa
korrigeringar utföres i en räkneenhet, varefter man erhåller
<p och A. Efter första integreringen erhålles <p och A och
efter den andra <p och A, om ursprungsvärdena dessutom
matats in.
Eftersom plattformen under rörelsen relativt jorden skall
stå horisontellt och med nämnda mätriktningar för
accelerometrarna, måste de erhållna värdena på <p, <p, A och
<Oj matas in på gyronas momentgeneratorer, så att
plattformen vrides med följande vinkelhastigheter.
Vy = (aj + X) eos (p (7 a)
= — (p (7 b)
o)R = (oij -f Å) sin a (7 c)
där <o<p är plattformsrotationen kring q?-axeln, au
plattformsrotationen kring A-axeln och <oR plattformsrotationen
kring fl-axeln.
Plattformen, fig. 6, måste vara fritt upphängd i
förhållande till farkosten, vilket realiseras genom
kardanrings-upphängning. I de flesta fall klarar man sig med tre
kardanringar, men detta är ej alltid tillräckligt. Om vinkeln y
mellan ring 2 och 3 blir noll, inträffar ett låsläge för den
innersta ringen (plattformen). För ett flygplan eller en
robot kan rörelsetillståndet bli sådant, att detta läge
uppkommer. Låsläget hindras genom införande av en fjärde
ring.
På plattformen är två accelerometrar och tre gyron
monterade med nämnda mätriktningar. Signalerna från
gyronas signalgeneratorer matas via förstärkare in på de tre
innersta motorerna. Vinkeln y matas via förstärkare in på
den fjärde motorn, som styr den fjärde ringen, så att
vinkeln y eftersträvas bli 90 varigenom låsläget hindras.
Polaxel
Fig. 6. Principen för en treaxlig plattform.
Felkällor hos tröghetssystemet
På grund av att gyrona och accelerometrarna ej är
ideella, uppstår avståndsfel. Accelerometerfelet Aa ger
upphov till ett avståndsfel, som har karaktären
JSl = ‡.K(l-cosj/|f) (8a)
En avdrift av gyrot med vinkelhastigheten Ao) orsakar
avståndsfelet
As2= A(o.R |f-j/^.sinj/^ /j (8b)
Aa och A<o har i dessa uttryck antagits som konstanta
språngfunktioner vid tiden 0. I dessa uttryck möter vi
som synes åter Schuler-frekvensen
-lA
2 nV R
hos de oscil-
Fig. 5. Jordfast koordinatsystem R = jordradien; (p
latituden, A longituden.
lerande termerna i Zl sx och As2.
En annan felkälla är, att jordklotet ej är en ideell sfär,
för vilket måste kompenseras i räkneenheten.
Slutord
De krav som måste uppställas på komponenterna är
oerhört stora. Om navigeringsfelet skall vara mindre än
200 m efter en halvtimmes färd, måste gyrodriften hålla
sig inom 0,003°/h och accelerometerfelet inom 10"4 m/s2.
Det dynamiska området för accelerometern skall vara av
storleksordningen 10® för flygplan.
Inom det närmaste decenniet torde dock dessa fordringar
kunna realiseras, varför man måste räkna med
tröghets-navigeringssystem som en realitet i framtiden.
Litteratur
1. Whitman, Wates, R L & Andersen, J P: The type H gyro,
computing and accelerometer units. Report R-17, Instrumentation
Laboratory, Massachusetts Institute of Technology, Cambridge sept.
1953.
2. Statsinger, J: "Absolute guidance for airborne vehictes. Aviation
Age sept. 1954 s. 34—11.
3. Bishop, R L: Inertial system components are here. Aviation
Age okt. 1954 s. 20—25.
4. Litman, B: Computers-brains of the inertial system. Aviation
Age nov. 1954 s. 24—31.
5. Lower, J W: \ersatitity of floated-type råte integrating
gyro-scopes in systems application. IBE Convention Becord del 5:
Aero-nautical and navigation electronics 1955.
6. Dräper, C S, Wrigley, W & Grohe, L B: The floating
integrating gyro and its application to geometrical stabilization problems
ön moving bases. Fairchild Fund Publication. S.M.F. Fund Paper
No. FF-13.
7. Klass, Ph.: Inertial navigation: Out of the laboratory into the
missile systems. Aviation Week 2 jan. 1956 s. 32—35.
8. Klass, Ph.: Old idea opens door to inertial guidance. Aviation
"Week 9 jan. 1956 s. 42—17.
9. Klass, Ph.: Components design challenges industry. Aviation
Week 16 jan. 1956. s. 94—107.
10. Klass, Ph.: Hybrid systems design problems. Aviation Week
23 jan. 1956 s. 76—81.
<< prev. page << föreg. sida << >> nästa sida >> next page >>
