+7 (495) 720-06-54
Пн-пт: с 9:00 до 21:00, сб-вс: 10:00-18:00
Мы принимаем он-лайн заказы 24 часа*
 

Гироскопический прибор для определения углов крена и тангажа: Гироскопический прибор для определения углов крена и тангажа летательного аппарата, 12 (двенадцать) букв

0

Авиагоризонт — это… Что такое Авиагоризонт?

        гироскопический прибор для измерения углов крена и тангажа летательного аппарата. Угол тангажа — угол между продольной осью аппарата и горизонтальной плоскостью, а угол крена — угол наклона продольной плоскости аппарата к вертикали. Основные части А. — Гироскоп с тремя степенями свободы, сохраняющий положение своей оси в пространстве неизменным, и маятниковая система коррекции, устраняющая отклонения оси ротора гироскопа от истинной вертикали. Во всех случаях несовпадения оси ротора гироскопа с истинной вертикалью система коррекции, состоящая из маятника, расположенного на внутренней раме гироскопа, и коррекционных двигателей, вызывает прецессию оси (движение её в плоскости, перпендикулярной направлению приложения силы) до тех пор, пока ось не займёт заданного ей положения. Как только ось совпадает с вертикалью, прецессия прекращается. На практике наиболее распространены А., у которых на лицевой части прибора нанесён силуэт самолёта 2, неподвижный относительно корпуса 1 и, следовательно, самолёта. За силуэтом находится сфера 3, положение которой стабилизировано гироскопом. Нижняя половина сферы окрашена в голубой цвет (небо), а верхняя — в коричневый (земля). Линия раздела цветных полусфер служит линией искусственного горизонта 5. На сферу также нанесены шкалы для измерения углов тангажа 4 и крена 6. Наблюдая за положением изображенного на шкале прибора силуэта относительно перемещающейся линии искусственного горизонта, лётчик судит о наличии и величине этих углов. В корпус А. вмонтирован также указатель скольжения 7 самолёта с меткой нулевого положения 8. В прошлом применялись А. с пневматическими гироскопами и корректирующими устройствами; в дальнейшем получили распространение А. с электрическими гироскопами и корректирующими устройствами. Общая погрешность показаний электрических А. при прямолинейном полёте не превышает 1°, а после выхода из виража с креном 20° при скорости самолёта 400 км/ч — 2°, что практически обеспечивает возможность пилотирования вне видимости земли.

         Лит.: Фридлендер Г. О., Козлов М. С., Авиационные гироскопические приборы, М., 1961.

        Внешний вид авиагоризонта со сферической шкалой и указателем скольжения.

Авиагоризонты и гировертикали. Применение 3-х степенного гироскопа для измерения углов крена и тангажа

1. Лекция № 6

Раздел 1. Гироскопические приборы и системы
Тема 1.2 Авиагоризонты и гировертикали
Применение 3-х степенного гироскопа для
измерения углов крена и тангажа
1. Причины «ухода» свободного 3-х степенного
гироскопа с вертикально расположенным вектором
кинетического момента
2. Уравнения «ухода» свободного 3-х степенного
гироскопа с вертикально расположенным вектором
кинетического момента

2. 1. Причины «ухода» свободного 3-х степенного гироскопа с вертикально расположенным вектором кинетического момента

22
Принцип действия гироскопических авиагоризонтов основан на
использовании свойства трехстепенного гироскопа сохранять заданное
направление кинетического момента неизменным в пространстве. Углы
крена и тангажа ϑ самолета измеряют с помощью трехстепенного
гироскопа (рис. ), установленного на самолете.
z
ДУ
y
ДУ
x
Рисунок 1.5
Направление кинетического
момента гироскопа
совпадает с вертикалью
места (ось ОZ), внешняя ось
карданова подвеса
совпадает с продольной
осью самолета OX, а
внутренняя — направлена по
оси ОY, расположенной в
горизонтальной плоскости.

3. 1. Причины «ухода» свободного 3-х степенного гироскопа с вертикально расположенным вектором кинетического момента

z
ДУ
y
ДУ
x
Рисунок 1.5
21
При появлении угла тангажа
внешняя ось подвеса поворачивается
вместе с самолетом, а гироузел не
изменяет своего положения в
пространстве. Вследствие этого угол
поворота наружной рамы относительно
внутренней оси карданова подвеса равен
углу тангажа ϑ.
При накренении самолета вместе
с ним поворачивается основание, на
котором закреплен гироскоп.
Наружная
рама остается неподвижной. Угол
поворота основания относительно
наружной рамы равен углу крена
самолета .

4. 1. Причины «ухода» свободного 3-х степенного гироскопа с вертикально расположенным вектором кинетического момента

20
Но положение истинной вертикали относительно
инерциального пространства может изменяться вследствие:
— суточного вращения Земли;
— движения ЛА относительно земной поверхности.
Допустим, при помощи трехстепенного гироскопа на ЛА,
расположенном на экваторе воспроизводится направление истинной
вертикали, которое стабилизируется относительно инерциального
пространства. ЛА при этом неподвижен.

5. 1. Причины «ухода» свободного 3-х степенного гироскопа

19
Если не принимать никаких дополнительных мер, то даже при
неподвижном ЛА с течением некоторого времени наблюдатель заметит,
что вектор Н гироскопа отклонился от заданного направления. На
самом деле отклонилась поверхность Земли вследствие суточного
вращения и теперь истинная вертикаль занимает новое положение в
инерциальном пространстве, составляя некоторый угол с
моделируемой при помощи ГС вертикалью (рис. , а). Очевидно, что
через 6 часов гироскоп из вертикального станет горизонтальным. Это
явление получило название «кажущегося ухода» гироскопа из-за
вращения Земли.

6. 1. Причины «ухода» свободного 3-х степенного гироскопа

18
Такой же характер «ухода» гироскопа будет, если предположить,
что ЛА совершает полет со скоростью V относительно неподвижной
Земли (рис., б). В этом случае, если не учитывать высоту полёта,
истинная вертикаль повернется в инерциальном пространстве на угол
t
dt
0
V
R
— угловая скорость движения
ЛА относительно Земли.
Очевидно, что в реальных
условиях два этих процесса
происходят одновременно,
вызывая отклонение
приборной вертикали, т.е.
того направления, которое
указывает вектор Н
гироскопа, от истинной
вертикали.

7. 1. Причины «ухода» свободного 3-х степенного гироскопа

17
Таким образом, в общем случае вектор Н гироскопа будет
уходить от требуемого
направления стабилизации с угловой
скоростью , равной сумме угловых скоростей кажущегося ухода
из-за вращения Земли (переносное движение), из-за облёта Земли
ЛА с угловой скоростью ω (относительное движение), а также из-за
инструментальных дрейфов гироскопов
:
др
др
(6. 1)

8. 2. Уравнения «ухода» свободного 3-х степенного гироскопа с вертикально расположенным вектором кинетического момента

16
Особенностью трехстепенного гироскопа является то, что
направление его кинетического момента сохраняется неизменным в
мировом пространстве, а не относительно Земли. В связи с этим из-за
собственного вращения Земли и перемещения самолета относительно
Земли вертикаль места будет отклоняться от направления
кинетического момента гироскопа.
Рассмотрим это явление, пренебрегая при этом высотой полета
по сравнению с радиусом Земли.

9. «Кажущийся уход» свободного 3-х степенного гироскопа

X0

Y0

Z0

15
Точка 00 — место положение
самолета, определяемое
широтой и долготой .
Заданная система отсчета
О0Х0Y0Z0 :
— ось О0Х0 — на север,
— ось О0Z0 — на восток,
-ось О0Y0 по вертикали места.
Самолет совершает полет с
постоянной путевой скоростью
Vп в горизонтальной плоскости
(ϑ = = 0) и с заданным углом
курса .
В этом случае оси ОХдYдZд, связанные с траекторией, занимают в точке О0
следующее положение: ось ОYд совпадает с осью О0Y0, ось ОХд — направлена
по вектору путевой скорости Vп, ось ОZд перпендикулярна осям ОХд и ОYд.
Оси гироскопа ОХвYвZв в начальный момент полета совпадают с осями
ОХдYдZд.

10. «Кажущийся уход» свободного 3-х степенного гироскопа

14
Составляющие путевой
скорости:
VпN = Vп cos ,
(6.2)
VпE = Vп sin .
VпN – северная
VпE – восточная
VпN
V сos
п
,
R
R
(6.3)
V
V
sin
пЕ
п
R cos R cos
R — радиус Земли

11. «Кажущийся уход» свободного 3-х степенного гироскопа

13
Проекции угловой скорости
вращения трехгранника ОХдYдZд в
пространстве на эти оси
Х Д sin ( з ) cos cos ,
YД ( з ) sin ,
(6.4)
ZД cos ( з ) cos sin .
— угловая скорость вращения Земли
С учетом выражений
(6.2), (6.3)
Х Д з cos cos ,

Z Д
Vп sin
з sin
tg ,
R
V
з cos sin п .
R
(6.5)

12. «Кажущийся уход» свободного 3-х степенного гироскопа

12
Угловые скорости Х Д , YД , Z Д
характеризуют скорость
рассогласования осей трехгранника
ОХдYдZд, перемещающегося вместе с
самолетом и сохраняющего ось ОYд
вертикальной, и неподвижного в
мировом пространстве трехгранника
ОХвYвZв.
,
ХД

Угловые скорости
определяют скорость «ухода» кинетического момента гироскопа от вертикали места вследствие суточного вращения
и движения самолета относительно Земли. За час полета углы отклонения
кинетического момента от вертикали могут достигать нескольких градусов.
Кроме того, гироскоп отклоняется от заданного положения из-за
наличия моментов трения в осях подвеса и моментов от небаланса.

13. «Кажущийся уход» свободного 3-х степенного гироскопа

11
В связи с этим трехстепенной
гироскоп может быть использован
как невозмущаемый указатель
вертикали места лишь в течение
нескольких минут. Для обеспечения
более длительной работы
трехстепенного гироскопа как
указателя вертикали с необходимой
точностью его следует снабдить
корректирующим устройством.
В качестве чувствительных элементов корректирующих
устройств в авиагоризонтах используют однокоординатные и двух
координатные электролитические маятники.

14. «Кажущийся уход» свободного 3-х степенного гироскопа



Хд

На гироузле 2 располагается двухкоординатный
электролитический маятник 5, управляющий двумя коррекционными
двигателями 1, 6. На внешней и внутренней осях карданова подвеса
располагаются устройства для съема результатов измерений 3, 4.
10

15. Уравнения «ухода» свободного 3-х степенного гироскопа

9
Для получения уравнений движения гироскопа воспользуемся
методом суммирования моментов. Суммируя моменты, действующие
по внешней и внутренней осям карданова подвеса, получаем
M и х M г х M т х M к х 0,
н
н
н
Mи zв Mг zв M т zв
Ми — моменты инерции;
н
Мг — гироскопические моменты;
(6. 6)
Мт — моменты трения;
M к z в 0.
Мк- корректирующие моменты.
;
г , M и z В
M и х н А
г
в
M т х н f г M т sgn г ;
Моменты инерции и моменты
(6.7) трения
M т z в f г M т sgn г ,
M г х н M г х в cos г Н аZ В cos г ,
Mг zв
Н аХ В .
(6.8)
Гироскопические моменты
аZ В , аХ В
проекции абсолютной
угловой скорости
движения гироскопа в
мировом пространстве

16. Уравнения «ухода» свободного 3-х степенного гироскопа

8
Проектируем угловые скорости на оси ОХв и ОZв
аХ В г cos г Z Д sin г sin г Х Д cos г YД cos г sin г ;
аZ В г Z Д cos г sin г YД sin г .
(6.9)
Полагая углы г и г малыми, из (6.8), с учетом (6.9) получаем
M г х н Н( г Z Y г ),
Д
Д
M г z в Н( г Х Y г ).
Д
(6.10)
Д
Выражения для корректирующих моментов
M к х н с1 м , M к z в с 2 м .
(6.11)
с1, с2 — коэффициенты пропорциональности системы коррекции;
м, м — углы отклонения осей корректирующих маятников по отношению к осям
гироузла

17.

Уравнения «ухода» свободного 3-х степенного гироскопа 7
Значения углов отклонения осей корректирующих маятников
м = — г+ мв,
м= — г+ мв,
(6.12)
мв, мв — отклонения маятников, обусловленные действием
внешних возмущений (ускорения при маневрировании и
вибрации).
Знаки корректирующих моментов в выражениях (6.10) выбраны таким
образом, чтобы при отклонении гироскопа от вертикали он
возвращался бы к ней под влиянием корректирующих моментов.
Уравнения движения авиагоризонта (6.6) с учетом выражений
(6.7), (6.10-6.12) запишутся в виде
г Н( г Z Y г ) f г M т sgn г с1 г с1 мв ,
А
Д
Д
Н( ) f M sgn с с .
В
г
г
г
т
г
2 г
2 мв
Х
Y г
Д
(6.13)
Д
Методические погрешности складываются из скоростных и баллистических
девиаций авиагоризонта.

18. «Кажущийся уход» свободного 3-х степенного гироскопа, обусловленный движением самолета

6
Для определения скоростных девиаций рассмотрим уравнения
(6. 13) для случая прямолинейного движения самолета с
постоянной скоростью ( YД = мв = мв =
=0) и без учета
инерционности рам карданова подвеса и трения в осях подвеса.
Н( г Z ) с1 г ,
г k1 г Z ,
Н( г Х ) с 2 г
г k 2 г Х
Д
Д
Д
k1 = c1/H, k2 = c2/H.
Частные решения уравнений (6.14)

Z
Д
k1
(6.14)
Д
,

X
Д
k2

19. «Кажущийся уход» свободного 3-х степенного гироскопа, обусловленный движением самолета

Частные решения уравнений (6.14)
являются скоростными девиациями
авиагоризонта. У современных
авиагоризонтов значения скоростных
девиаций составляют несколько
угловых секунд.

Z
Д
k1
,

X
5
Д
k2
Из изложенного следует, что при введении пропорциональной коррекции трехстепенной гироскоп не «уходит» от вертикали места
под действием угловых скоростей
Z и Х
Д
Д ,
а устанавливается в положение, практически не отличающееся от
вертикального.

20. «Кажущийся уход» свободного 3-х степенного гироскопа, возникающий в прямолинейном полете с ускорением

4
Баллистические девиации представляют собой погрешности
авиагоризонта при маневрировании самолета.
Рассмотрим случай прямолинейного движения самолета
= 0 с постоянным ускорением а .
ОХ Д
Пренебрегая малыми угловыми скоростями Z Д и Х Д ,
и без учета инерционности рам карданова подвеса и трения в
осях подвеса систему уравнений (6.13)
г Н( г Z Y г ) f г M т sgn г с1 г с1 мв ,
А
Д
Д
Н( ) f M sgn с с .
В
г
г
г
т
г
2 г
2 мв
Х
Y г
Д
запишем в виде
(6.13)
Д
г k1 г k1
а ОХ
g
Д
, г k 2 г 0.
k1 = c1/H, k2 = c2/H.
(6.15)

21. «Кажущийся уход» свободного 3-х степенного гироскопа, возникающий в прямолинейном полете с ускорением

0
Решением второго уравнения (6.15) является равенство
г 0 .
Первое уравнение при нулевых начальных условиях имеет
следующее решение:
г
а ОХ
Д
g
(1 e k 1 t )
(6. 16)
Таким образом, как следует из уравнения (6.16), ось гироскопа
авиагоризонта при действии продольного ускорения
апериодически приближается к положению кажущейся вертикали,
при этом

а ОХ
g
Д
3

22. «Кажущийся уход» свободного 3-х степенного гироскопа, возникающий в прямолинейном полете с ускорением

0г 0

а ОХ
g
Д

23. «Кажущийся уход» свободного 3-х степенного гироскопа, обусловленный «дрейфом»

2
Основные причины возникновения дрейфа гироскопа:
— разбалансировка (дебаланс), т.е. несовпадение центра подвеса
гироузла с центром масс гироскопа;
— моменты сил сухого и жидкостного (вязкого) трения;
— моменты токоподводов;
— моменты датчиков углов;
— моменты сил инерции рам карданова подвеса и др.
Рассмотрим инструментальные погрешности, обусловленные
наличием сухого трения в осях подвеса. Пренебрегая
инерционностью рам карданова подвеса, вязким трением в подвесе,
малыми угловыми скоростями
Z и Х
Д
Д
=0; мв = мв = 0, и без учета инерционности рам
и полагая
карданова подвеса уравнения (6. 13) запишем в виде:
M sgn г

k т
,
г
1 г
H
H
(6.17)
M т sgn г

г k 2 г
.
H
H

24. «Кажущийся уход» свободного 3-х степенного гироскопа, обусловленный «дрейфом»

г k1 г
M т sgn г
г k 2 г
H
M т sgn г
H

H

H
,
(6.17)
.
Решениями уравнений (6.17) являются:
г 0г (1 e k 1 t ) н e k 1 t ,
г 0г (1 e k 2 t ) н e k 2 t ,


k1H
,


k 2H
,
н = г(0), н = г(0).
Из решений (6.17) следует, что при отклонении авиагоризонта на
углы н и н ось его гироскопа не может возвратиться в
вертикальное положение, а будет составлять с вертикалью места
углы 0 и 0 , определяющие зону застоя от трения.
г
г
1

25. «Кажущийся уход» свободного 3-х степенного гироскопа, обусловленный «дрейфом»





k1H
k 2H
,
,

Авиагоризонты

Авиагоризонт — гироскопический прибор для измерения и индикации экипажу углов крена и тангажа, соответствующих положению летательного аппарата относительно горизонтальной плоскости.

Различают автономные и дистанционные авиагоризонты.

В автономном авиагоризонте гироскопический датчик вертикали и индикатор горизонта выполнены единым агрегатом.

В дистанционном авиагоризонте гироскопический датчик вертикали и индикатор горизонта выполнены в виде отдельных агрегатов. При этом один датчик может обслуживать несколько индикаторов. Применение дистанционного авиагоризонта позволяет расположить датчик вертикали максимально близко к центру тяжести летательного аппарата, что позволяет уменьшить погрешности прибора.

Применяемые в настоящее время в отечественном самолётостроении авиагоризонты имеют большой вес и габариты, не выдерживают требуемый уровень нагрузок при выполнении фигур сложного и высшего пилотажа. Существующие образцы авиагоризонтов не могут быть использованы на спортивно-пилотажных самолётах. В частности, на одном из самых массовых учебно-тренировочных самолётов Як-52 стоит авиагоризонт АГИ-1К.Конструктивное исполнение АГИ-1К не позволяет выполнять пилотаж в полном объёме, а индикация этого авиагоризонта не обеспечивает лётчика необходимой информацией о положении самолёта в пространстве, что приводит к неправильному восприятию показаний авиагоризонта, и как следствие к неправильным действиям лётчика.

Проблемы с АГИ были замечены довольно давно. Ещё в середине 50-х годов замечено было, что он оказался выбиваемым и не держит тех режимов, которые требуются.Это, в первую очередь, связано с конструктивной реализацией этих приборов.

Для спортивно-пилотажных самолётов авиагоризонт необходимо разработать специально адаптированный к таким самолётам по массе и выдерживаемым нагрузкам.

Для обеспечения невыбиваемости авиагоризонтов разработчикам пилотажно-навигационного оборудования необходимо искать новые конструктивные решения, позволяющие уменьшить вес и габариты этого прибора.

Проведение лётных испытаний авиагоризонтов в широком диапазоне фигур пилотажа на различных угловых скоростях и на штопор позволит обеспечить невыбиваемость прибора. При этом, если авиагоризонт планируется эксплуатировать на неманевренном летательном аппарате, проверяться он должен на сложный пилотаж, сваливание и штопор, а уж если данный прибор устанавливается на маневренный и сверхманевренный летательный аппарат, то проверяться он должен на таких сочетаниях параметров полёта, на которых может быть даже и эксплуатироваться не будет.

Авиагоризонт — необходимый лётчику прибор для контроля положения в пространстве при выводе самолёта из сложного положения, при выполнении фигур пилотажа, а также при выполнении полётов по маршруту днём и ночью.

Поэтому, выбор наиболее наглядного способа индикации пространственного положения на авиагоризонте, обеспечивающего эффективность действий при выводе самолёта из сложного положения в облаках и при выполнении пилотажа и в настоящее время является достаточно актуальной проблемой.

По принципу индикации крена различают авиагоризонты « вид с земли на воздушное судно (ВсЗ) » и «вид с воздушного судна на землю (ВсВС)«.

Авиагоризонты ВсЗ и ВсВС отличаются подвижностью основных элементов лицевой части силуэта ВС и изображения неба-земли и разделяющей их линии искусственного горизонта.

В АГ ВсВС подвижным относительно пилота, находящегося на своём рабочем месте в кабине ВС, является изображение неба-земли и линия искусственного горизонта.

В АГ ВсЗ подвижным является силуэт ВС.

Различают авиагоризонты, работающие в ограниченном и в неограниченном диапазоне углов тангажа и крена. По принятой терминологии они именуются соответственно выбиваемыми и невыбиваемыми, однако нам такое определение представляется не вполне точным, поскольку авиагоризонты, работающие в неограниченном диапазоне углов тангажа и крена, могут быть выбиты при превышении определённых значений угловых скоростей ЛА или их сочетаний.

Авиагоризонты с прямой и обратной индикацией — ВЕСТИ ДОСААФ/[email protected]

Почему отечественные авиагоризонты с обратной индикацией ни разу не были виновниками авиакатастроф?
На первых летательных аппаратах (ЛА) отсутствовали пилотажно-навигационные приборы. Поэтому летчики могли совершать только визуальные полеты, ориентируясь по естественному горизонту и местности.
В слепом полете, когда земные и небесные ориентиры не видны, пилот управляет самолетом, используя приборы. При этом нельзя полагаться на свои ощущения, так как инерционные силы, обусловленные перегрузками, часто создают у человека впечатления, противоположные действительному положению самолета в пространстве. Исследования показали, что птицы тоже не имеют пресловутого «летного чутья». Когда им на голову надевали колпачки и отпускали с высоты, пернатые тут же входили в беспорядочное падение. Без травм приземлялись только те из них, которые парашютировали, раскинув крылья.
Так же и летчики, не имеющие опыта приборных (слепых) полетов, попадая в облака, почти сразу теряют представление о положении самолета в пространстве.
Основным прибором для слепого полета является авиагоризонт (АГ) — гироскопический прибор, используемый для определения и индикации продольного и поперечного углов наклона ЛА (тангажа и крена). На этом приборе имеется силуэт самолета, а также изображение неба-земли с линией искусственного горизонта.
На отечественных АГ двигается силуэт самолета, а на западных — «небо-земля». Индикация с помощью силуэта самолета называется обратной («смотрю на себя (самолет) сзади и управляю им относительно земли или воды»). Назовем обратную индикацию так, как ее называют иностранцы, — «русской индикацией» (РИ). На Западе АГ устроены так, что их показания соответствуют иллюзии: «Я (самолет) неподвижен, а все двигается относительно меня». Такую индикацию называют прямой, но мы ее назовем заграничной или западной (ЗИ). На рисунке 1.1 изображен АГ(ЗИ), а на рисунке 1.2 — АГ(РИ).
А теперь представьте, что вы влетели в облака с правым креном. Быстро сообразите, куда нужно двинуть ручку управления, чтобы устранить крен? Для меня, например, предпочтительнее взглянуть на нижний прибор и энергично совместить силуэт с линией горизонта. А для вас? Исследования показали, что большинство летчиков во всем мире признают РИ лучшей по сравнению с западной индикацией.
Авиагоризонт был изобретен в США в 1929 году. Американские АГ(ЗИ) в 1930-х годах стали быстро распространяться по всему миру.
В СССР в 1930 — 1950-х годах летали вслепую в основном с помощью двух приборов. Например, на штурмовике Ил-2 образца 1941 года имелись незамысловатый авиагоризонт АГП-2 (П — пневматический, у него ротор гироскопа вращался струей воздуха) и указатель крена, называвшийся иногда креноскопом. В 1959 году эти приборы совместили, и получился отечественный авиагоризонт АГД-1 (Д — означает «дистанционный», у него указатель отделен от корпуса датчиков) с обратной индикацией РИ (рисунок 2).
Уже в ходе Второй мировой вой­ны в США осознали, что их индикация пространственного положения в условиях, когда нужно было вертеться в воздухе во всех плоскостях, а облака подчас были единственным местом спасения «раненого» самолета, никуда не годится, однако авиастроение переключиться на массовое производство «правильных» авиагоризонтов уже не могло.
После войны значительные небоевые потери, связанные с потерей ориентировки из-за неправильного считывания показаний с АГ, начали забываться. Мир, поддаваясь моде, постепенно заполняли разные модификации АГ(ЗИ). Они просочились и в СССР. У нас, например, начали выпускать авиагоризонт истребителя АГИ-1 с ЗИ. Об этом приборе заместитель главкома ВВС по безопасности полетов Герой Советского Союза П. В. Базанов писал в журнале «Авиация и космонавтика» в 1977 году: «На сфере авиагоризонта АГИ-1 земля, обозначенная коричневым цветом, находится сверху. Голубой цвет (небо) — снизу. Такое расположение земли и неба в корне противоречит врожденным понятиям человека о его положении в пространстве».
Начальник Института авиационно-космической медицины В. А. Пономаренко тоже не обошел вниманием злополучный прибор. В газете «Воздушный транспорт» в 1994 году он писал: «Напомню, что с введением авиагоризонта АГИ-1, имевшего так называемую прямую индикацию «силуэт самолета неподвижен, линия горизонта подвижна», в период 1952 — 1962 гг. произошло около 300 тысяч (!) случаев полной потери пространственной ориентировки в полете с различными последствиями для экипажа». К этому заметим, что именно АГИ-1 стоял на учебно-тренировочном самолете МиГ-15УТИ, на котором разбились Ю.  А. Гагарин и В. С. Серегин.
Летчики-испытатели фирм «Камов» и «Яковлев» дали резко отрицательные оценки приборов АГ(ЗИ), заявив, что они совершенно не годятся в полетах, когда крен и тангаж меняются до предельных значений, а наши палубные летчики отказались летать в море на самолетах Як-36М с АГ(ЗИ).
Статистика выявила, что АГ(РИ) ни разу не стали причиной серьезных летных происшествий, а вот по АГ(ЗИ) статистика дает печальный перечень катастроф: 1) А-310 Аэрофлота под Междуречинском; 2) А-320 Армавиа в Сочи; 3) А-320 Gulfair в Бахрейне; 4) Ту-154 в Иркутске; 5) Боинг-737 в Шарм-эль-Шейхе; 6) Боинг-737 Аэрофлот-Норда в Перми, 7) Боинг-757 в Доминиканской Рес­публике, и этот перечень можно продолжить.
Впрочем, летная практика выявила, что приборы АГД-1 все-таки имеют некоторые недостатки при выполнении, например, петли Нестерова и кренов, близких к 900. Об этом можно прочитать в статье заслуженного летчика-испытателя СССР В. К. Александрова «О видах индикации углов крена и тангажа».
Учитывая недостатки АГД-1, у нас был разработан и внедрен комбинированный АГ. В авиагоризонтах типа КАГ угол тангажа отображается с помощью шкалы тангажа, перемещающейся вверх-вниз, а угол крена обозначается подвижным силуэтом самолета.
В таблице указано, какие АГ и с какой индикацией установлены на некоторых отечественных ЛА.Исследования показали, что даже для высококвалифицированных летчиков пилотирование по приборам с ЗИ затруднительно, а в некоторых случаях приводит к потере пространственной ориентировки. В итоге в 1976 году в СССР военные заявили, что с точки зрения безопасности полетов для маневренных самолетов целесообразно использовать АГ(РИ). В 1986 году Оперативно-тактические требования ВВС вообще запретили использование АГ(ЗИ) на маневренных самолетах. Но на тяжелые и гражданские ЛА этот вывод не распространялся. Считалось, что при крене до 200 в слепом полете можно пользоваться и АГ(ЗИ). Безусловно, это было ошибкой, так как эти ЛА в особых случаях могут иметь углы крена значительно больше 200. Данная ошибка пока не устранена. Между тем катастрофы по причине потери пространственной ориентировки летчиками продолжаются. Ежегодно происходят две-три катастрофы по этой причине.
В XXI веке механику в АГ постепенно заменяет электроника. В основу их принципа действия положено лазерное сканирование местности, что позволяет летчику видеть ее рельеф и свой подвижный самолет. Разработан также АГ под названием: «Пилотажный индикатор «летчик-самолет» (рисунок 3). На нем крен показывается наклоном крыльев макета самолета, а тангаж — наклоном фюзеляжа.
Сергей Елисеев.

Авиагоризонт


Авиагоризонт — бортовой гироскопический прибор, используемый в авиации для определения и индикации продольного и поперечного углов наклона летательного аппарата (тангажа и крена), то есть углов ориентации относительно истинной вертикали. Прибор используется лётчиком для управления и стабилизации летательного аппарата в воздухе.

Это устройство имеет важнейшее значение при полётах по правилам полёта по приборам (ППП), однако мало используется при полётах, проводимых согласно правилам визуальных полётов (ПВП), кроме чрезвычайных случаев, когда пилот теряет пространственную ориентацию.

Классификация

Различают автономные и дистанционные авиагоризонты.

Автономный авиагоризонт

В автономном авиагоризонте измерительный прибор и индикатор выполнены единым агрегатом. К нему подводится только питание, которое может быть электрическим или пневматическим. Существуют зарубежные авиагоризонты, оборудованные аккумуляторной батареей. Автономный авиагоризонт, имеющий механическую связь между гироскопическим датчиком и системой индикации, способен сохранять работоспособность при потере питания в течение времени выбега ротора гиромотора (около 3 минут).

Дистанционный авиагоризонт

Понятие «дистанционный авиагоризонт» относится в основном к электромеханическим авиагоризонтам, в которых измерительный прибор и индикатор выполнены в виде отдельных агрегатов, и не распространяется на современные[когда?] навигационные комплексы, построенные на основе командно-пилотажных индикаторов и бесплатформенных инерциальных навигационных систем.

Измерительным прибором в дистанционных авиагоризонтах является гировертикаль (типа ЦГВ — центральная гировертикаль, МГВ — малогабаритная гировертикаль и др.), а в качестве индикатора служит так называемый указатель горизонта, зачастую представляющий собой сложный индикатор, показывающий массу параметров и выполняющий несколько функций — пилотажно-командный прибор (ПКП, также КПП). Применение дистанционного авиагоризонта позволяет расположить гировертикаль максимально близко к центру тяжести летательного аппарата, что позволяет уменьшить погрешности прибора.

Типы индикации авиагоризонтов

  • вид с воздушного судна (ВсВС) или прямая индикация,
  • комбинированный или смешанный тип индикации (кАГ),
  • вид с земли на воздушное судно (ВсЗ) или обратная индикация,

Вид с воздушного судна (ВсВС) или прямая индикация

Наиболее распространена система индикации в которой ориентация самолёта задаётся фоновым изображением, которое поворачивается по тангажу и по крену. Фоновое изображение представляет собой линию, находящуюся на границе двух областей разного цвета (обычно коричневого и голубого или светло серого и чёрного у устаревших). Эта линия является линией искусственного горизонта. Перед фоновым изображением располагается упрощённый силуэт самолёта, который закрепляется неподвижно относительно прибора или имеет ограниченную регулировку по тангажу. Текущий угол крена считывается лётчиком со шкалы, нанесённой по окружности лицевой панели прибора, с маркером сверху (в советских приборах — снизу). Угол тангажа определяется пересечением центра силуэта самолёта со шкалой на подвижном фоне (картушке). Каждая линия шкалы соответствует 5° или 10° тангажа.

Авиагоризонты с такой индикацией используются в основном на маломанёвренных самолётах и вертолётах.

комбинированный или смешанный тип индикации (кАГ)

В авиагоризонтах типа кАГ угол тангажа отображается по типу ВсВС, а угол крена показывается вращением силуэта самолёта так, как будто данный самолёт наблюдают с земли сзади, т. е. по типу вид с земли ВсЗ. Подвижный экран со шкалой тангажа в этих приборах имеет лишь одну степень свободы и может перемещаться только вверх или вниз. Угол же крена определяется по шкале, расположенной по окружности корпуса, относительно подвижного силуэта самолёта. Такой вид индикации был реализован во многих советских авиагоризонтах.

вид с земли на воздушное судно (ВсЗ) или обратная индикация

В авиагоризонте типа ВсЗ реализуется индикация типа ВсЗ и по тангажу, и по крену. Индикатором тангажа является стрелка с видом силуэта самолёта с боку с отсчётом угла тангажа по специальной шкале против носика силуэта самолёта. Индикатором крена является силуэт самолёта с видом сзади и с отсчётом угла крена по специальной шкале против крыла самолёта. Такой вид индикации позволяет простоту и ясность восприятия, быстроту и высокую точность отсчёта, и главное с точки зрения безопасности безошибочность первых действий пилота в особых случаях полёта.

Технические ограничения

По кинематическому ограничению различают «выбиваемые» и «невыбиваемые» авиагоризонты. «Выбивание» авиагоризонта происходит при совпадении осей вращения ротора гироскопа и одной из рам карданного подвеса (при достижении угла тангажа ±90°), при этом гироскоп теряет одну степень свободы и соответственно своё свойство сохранять ориентацию в пространстве. Для предотвращения этого в конструкцию авиагоризонтов вводится механическое ограничение угла перемещения рамки гироскопа по тангажу. Более совершенными способами обеспечения «невыбиваемости» является использование в качестве измерительного прибора гиростабилизированной платформы (см. Гировертикаль) или инерциальной навигационной системы.

Все существующие системы измерения пространственного положения имеют ограничение по максимальной угловой скорости.

Характеристики советских/российских авиагоризонтов




О видах индикации углов крена и тангажа

Ошибочные обратные действия рулями являются результатом неправильной интерпретации показаний прибора, что приводит к отклонению ручки управления, которое усугубляет, а не корректирует нежелательное положение. При пилотировании лётчиками по авиагоризонту было 19 случаев ошибочных обратных действий рулями по крену из 270 ошибок, обусловленных неправильным считыванием и интерпретацией показаний приборов. Вот типичное сообщение, сделанное одним лётчиком:

«Я переключил внимание с приборов, выполняя разворот с креном на самолёте С-47. Взглянув снова на авиагоризонт, я перепутал направление разворота, показываемого маленьким индексом угла крена. Начав вывод из крена, я отклонил элероны в прямо противоположную сторону той, в которую требовалось, и тем самым увеличил крен до такой степени, что угол составил почти 90° и положение стало очень опасным» (Фиттс и Джонс, 1947)». [Перевод № 593. «Что движется, самолёт или пространство?» («What Moves? The Airplane or the World?» Источник: Human Factors, 1972, 14(2), 107 — 129. МО СССР, 1972 год. Стр. 3 — 4].

Из приведенных примеров видно, что для управления по крену лётчики пользуются индексом отсчёта и шкалой, а не центральным яблоком прибора, которое и обсуждалось до сих пор в многочисленных (и бесплодных) дискуссиях. Неподвижная (относительно прибора) шкала крена и подвижный индекс отсчёта провоцируют летчика на управление земной вертикалью, что неестественно и чревато потерей пространственной ориентировки. Нужно отметить также опасность методики пилотирования по нижнему индексу крена, связанному с землёй. В перевёрнутом полёте этот индекс уже не «идёт» за ручкой, а «бежит» от неё, что провоцирует лётчика на ошибочные действия не только в перевёрнутом полёте, но и при больших (более ~ 90°) углах крена. Никаким дизайном исправить это невозможно.

Таким образом, «трудность управления самолётом» связана не «с необычностью индикации пространственного положения», не «вид с самолёта вызывает необходимость перестройки навыков управления, потребность в пробных действиях», а неудобная для лётчика шкала крена, действительно требующая выработки новых навыков, отличных от навыков пилотирования в визуальном полёте. Неудобна же для лётчика неподвижная (относительно прибора) шкала крена потому, что в отличие от шкал курса и тангажа попала на прибор не из земной, а из неестественной для вида с самолёта на землю самолётной системы координат. Иначе говоря, поводом для дискуссий являлся не вид индикации, а неестественные для лётчика неподвижные (связанные с самолётом) шкалы крена и подвижные индексы отсчёта на авиагоризонтах с прямой индикацией.

Для того, чтобы убедиться в правильности сказанного, достаточно провести мысленный эксперимент – применить на АГД не боковую, а нижнюю неподвижную шкалу и вертикальную подвижную линию для отсчёта крена. Возможно, что тогда даже АГИ с боковой (подвижной относительно прибора) шкалой крена окажется лучшим прибором по сравнению с таким АГД.


Индикация типа АГД с нижней шкалой крена

1.4. Индикация и система координат

Итак, мы видим, что попытки обойтись без единой системы координат при создании авиагоризонтов привели на практике к неудачным конструкциям. Поэтому при проектировании шкал и индексов приборов и индикаторов следует опираться на единую систему координат. Поскольку естественным для трезвого лётчика является его представление о неподвижности Земли относительно него и его самолёта, то шкалы приборов, индицирующих углы курса, крена и тангажа должны быть жёстко связаны с неподвижной землёй, а индексы отсчёта – с самолётом. Это земная система координат. Впервые прибор со шкалой крена, связанной с линией горизонта (земная система координат) предложил, если не ошибаюсь, Лоунс в 1945 г.

«Лоунс (1947) провёл эксперимент, используя неопытных испытуемых, сравнивая четыре типа экспериментальных индикаторов с обычным индикатором (первоначальное сообщение было в 1945 году).

    Четыре экспериментальных индикатора отличались соответственно от обычного индикатора следующим образом:
  1. отсутствовали индексы углов крена,
  2. со шкалой углов крена, поворачивающейся с подвижной линией горизонта,
  3. со шкалой углов крена, расположенной под линией горизонта и
  4. с обратным движением линии горизонта по сравнению с обычными индикаторами».

[Перевод № 593. «Что движется, самолёт или пространство?». («What Moves? The Airplane or the World?» Источник: Human Factors, 1972, 14(2), 107-129. МО СССР. 1972 год. Стр. 14 — 15].

Боковая подвижная шкала крена (земная система координат) реализована на серийном ПКП-77 (На вертолётах фирмы Камова прибор другой, хотя название то же), верхняя – на ПКП-76. Это изобретение (подвижная относительно прибора шкала крена) принципиально решает проблему создания естественной для лётчика индикации, в которой шкалы курса, тангажа и крена связаны с земной системой координат, индексы отсчёта связаны с самолётом, а расположение земли и неба на приборе и за кабиной совпадают (прямая индикация).

1.5. «Образ полёта»

Для работы автопилота эргономические проблемы совершенно безразличны. Они имеют значение только для человека, сидящего в кабине и считающего себя лётчиком. Поэтому весьма важное значение имеет его представление о полете и своём положении в пространстве. Эти человеческие представления известны в литературе как «Образ полёта». Название, быть может, не очень удачное, но другого пока нет.

«Образ полёта — это представление о полёте, непрерывно создаваемое авиатором при пилотировании на основании приобретённого опыта визуального полёта и анализа информации от всех других источников. Подавляющее большинство лётчиков воспринимает окружающее их пространство неподвижным. При опросе лётчиков-инструкторов, проведенном М.А.Кремнем, 38 из 47 отметили, что для них пространство, в том числе горизонт, всегда неподвижно; относительно неподвижного пространства перемещается самолёт. Именно такому восприятию в полёте учат они курсантов («При управлении надо подгонять себя с самолётом к горизонту; при перевороте пространство вокруг нас не крутится», — пишут они в анкете). Известный педагог-лётчик В.Медников считает, что по характеру представления пространственного положения мнения лётчиков разделяются. Одни из них представляют центром отсчёта себя и кабину, относительно них перемещается пространство. Сформированный у них образ полёта совпадает с их непосредственным восприятием (с видимой картиной). Такой образ, по мнению автора, затрудняет пилотирование, но он, как правило, существует лишь на первоначальных этапах лётного обучения.

Впоследствии, особенно у пилотов маневренных машин, возникает другой образ. Для них неподвижна земля. Они пилотируют в земной системе координат, и образ полёта не совпадает у них со зрительным восприятием. Такой образ полёта предпочтительней, так как облегчает пилотирование. Для нас важно отметить, что, во-первых, образ пространственного положения и видимая из окна картина пространства не совпадают и, во вторых, пилотирование осуществляется легче на основе геоцентрической системы координат» [В.Пономаренко. «Страна Авиация: белое и чёрное». «Воздушный транспорт», 1994 г., № 44 (2227)].

Не помню, чтобы даже при первоначальном лётном обучении я представлял бы себя неподвижным, а землю – подвижной. Хотя пару раз в жизни земля накренялась относительно меня. При пилотировании по любой индикации земля для меня неподвижна. С неподвижной землёй связана для меня шкала курса, например (прямая индикация). Вокруг этой неподвижной шкалы и вращаюсь я со своим самолётом (вертолётом).

Есть приборы с обратной индикацией курса, когда шкала связана с самолётом, а стрелка (силуэт самолёта, вид сверху) показывает курс. Такие приборы можно увидеть на Ан-24 и на некоторых зарубежных самолётах. И при пилотировании по такому прибору земля для меня всё равно неподвижна. Я вращаюсь со своим самолётом относительно Земли, а не наоборот. Но летать с таким прибором удобно до тех пор, пока направление полёта примерно совпадает с направлением носа силуэта самолёта. При развороте же на новый курс приходится «подкручивать» ноль отсчёта, поскольку неудобно представлять себя летящим «задом наперёд». Точно так же летать с индикацией типа АГД удобно (удобная боковая шкала крена) до тех пор, пока крен мал (менее ~ 70 … 90°). На авиагоризонте «подкрутить» ноль отсчёта нельзя — нет такой ручки, да и некогда. Поэтому лётчики, выполняющие пилотаж по приборам типа АГД не исправляют, как правило, крены в верхней части петли Нестерова, но все они исправляют крены в нижней части петли. (Знаю это по своему инструкторскому опыту).

Следует отметить, что многократно повторяемые суеверия оставляют таки заметный (и опасный) след в умах. Один из лётчиков рассказывал мне, что он не может себе представить, что он неподвижен, а подвижна Земля, которую он вращает ручкой управления. Но именно на такого типа представления о полёте толкает лётчиков «неправильная» шкала крена, попавшая на прибор из другой системы координат.

«Каким бы образом ни отображалась информация о положении самолёта в пространстве, необходимо, чтобы лётчик думал, что движется самолёт. Если он думает, что движется пространство (земля), он теряет ориентировку и подвержен головокружению» [Перевод № 593. «Что движется, самолет или пространство?». («What Moves? The Airplane or the World?» Источник: Human Factors, 1972, 14(2), 107 — 129. МО СССР. 1972 год. Стр. 8].

Мораль сих рассуждений такова: С одной стороны, тем, кто пока ещё вращает планету Земля штурвалом или ручкой управления, надо избавляться от мании величия. С другой стороны, применение прямой формы индикации (вид с ЛА на землю), подвижных шкал и неподвижных индексов отсчёта углов крена, курса и тангажа естественным образом приводит к формированию у лётчика представления о собственном движении относительно неподвижного пространства.

2. Вид «с земли на самолёт» (Обратная индикация)

2.1. АГК-47Б

«Индикация «с земли на самолёт» предполагает вид абстрактного силуэта самолёта под ракурсом 0/4, подвижного относительно горизонта» [Генерал-майор авиации Г.Бутенко, Заслуженный летчик-испытатель СССР, к.т.н.; подполковник-инженер Г.Скибин «Зависит от типа индикации». «АиК», 1977, № 11].

Этому определению полностью соответствует авиагоризонт АГК-47Б.


АГК-47Б
(1 — силуэт самолёта; 2 – линия горизонта; 3 – шкала кренов; 4 – шкала тангажа; 18 – индекс указателя поворота; 19 – флажок; 20 – шток арретира; 21 – указатель скольжения; 22 – кремальера)

Абстрактный силуэт самолёта на приборе подвижен по крену и тангажу, имеет подвижную по тангажу боковую (со стороны неба) шкалу крена. (Я летал, мне такая шкала крена не понравилась (и прибор тоже), поскольку я отсчитываю в визуальном полёте крен между горизонтом и опущенным крылом, а на АГК-47Б отсчёт идёт между горизонтом и поднимающимся крылом).

«Авиагоризонт комбинированный, так как в одном корпусе смонтированы три прибора: авиагоризонт, указатель поворота и указатель скольжения».
«При пикировании или кабрировании линия горизонта перемещается относительно неподвижной шкалы – пилоту картина представляется обратной: силуэт самолёта 1 вместе со шкалой 4 опускается или поднимается относительно линии горизонта»
[О.И.Михайлов, И.М.Козлов, Ф.С.Гергель. «Авиационные приборы». Москва, «Машиностроение», 1977. Стр. 106 — 107].

Таким образом, известным примером обратной индикации («вид с земли на самолёт») является авиагоризонт АГК-47Б. Обратная индикация, реализованная на АГК-47Б, никакого распространения не получила. Однако когда обычно говорят об обратной индикации, то подразумевают совсем другое.

2.2. АГД-1

Когда речь заходит об обратной индикации, реализованной на АГД-1, то говорят обычно о крене, упуская из виду тангаж. Молча подразумевается, что в канале тангажа на АГД реализован «вид с самолёта на землю». Это распространённое заблуждение, надо полагать, вызвано тем, что обычно рассматриваются режимы полёта с околонулевыми кренами. Однако легко убедиться, что это молчаливое предубеждение в целом неверно. Ведь если лётчик смотрит из своего самолёта на землю и видит её вверху (в перевёрнутом полёте, в верхней части петли Нестерова, например), то на АГД фон земли находится внизу. «Такое расположение земли и неба в корне противоречит врождённым понятиям человека о его положении в пространстве», это уже провокация потери пространственной ориентировки. Вид же «с самолёта на землю», как должно вроде быть, очевидно, из определения, предполагает индикацию земли на приборе с той же стороны (при левом крене, например, — слева), с какой видит её лётчик из своей кабины. Примером прямой индикации тангажа и обратной индикации крена может быть вращающийся по крену силуэтик самолета на индикаторе на лобовом стекле. Такую картину легко реализовать на электронном индикаторе, но она практически не исследована.

    Таким образом, в канале тангажа на АГД не реализован «вид с самолёта на землю», что в сочетании с обратной индикацией крена влечёт за собой заметные неприятности.
  1. При проходе угла тангажа ~ ± 90° (Петля Нестерова) шкала тангажа останавливается, а затем начинает перемещаться в противоположном направлении, чего с самолётом в действительности не происходит (Из известных мне приборов только АГИ-1 лишён этого недостатка!).
  2. В этот же момент (при проходе угла тангажа ~ ± 90°) силуэтик самолёта разворачивается по крену на 180°, что тоже не отражает действительное положение.
  3. Есть трудности в управлении самолётом в перевёрнутом полёте: относительно естественного горизонта нос самолёта идёт за ручкой, а прибор (АГД) показывает, что нос самолёта идёт в противоположном направлении. Управление в канале тангажа по АГД в перевёрнутом полёте напоминает АГИ: прибор индицирует положение и движение в пространстве обратное тому, что лётчик видит из кабины. Это резко усложняет проблемы пилотирования в перевёрнутом полёте. Недостатки индикации типа АГД, описанные выше, являются органическими, т.е. их невозможно устранить никаким дизайном.


Верхняя часть петли Нестерова с индикатором типа АГД


Перевёрнутый вираж с индикатором типа АГД

Чтобы справиться с указанными выше трудностями, рекомендуется, например, для устранения крена в перевёрнутом полете (по АГД), «подпирать ручкой опущенное крыло» или «вращать силуэт самолета ручкой, так, как он вращается в сторону отклонённой ручки». Попробуйте порассуждать об этих методиках в терминах «образа полёта». И это при том, что в указанных методиках ничего не говорится об управлении по тангажу. Тут уж лётчику остаётся только представить себя в силуэте «абстрактного» самолёта, сидящим вверх ногами в перевёрнутом полёте — т.е. представить себе «вид с абстрактного самолета на землю«!

На эти факторы обращается мало внимания, быть может, потому, что в ВВС мирного времени нет необходимости в перевёрнутом полёте, и опыт А.Покрышкина и Э.Хартмана благополучно забыт.

Поскольку приведенному выше определению (Г.Бутенко и Г.Скибина) соответствует и АГД-1 и АГК-47Б, то для исключения путаницы реализованную на АГД-1 индикацию следует выделить в отдельный вид: «Индикация типа АГД».

Оценки этой индикации находятся в диапазоне от «Потери пространственной ориентировки стали существенно более редкими» (Овчаров В.Е.), до «По одному авиагоризонту невозможно определить положение самолёта». [Подполковник Э.Москаленко, военный лётчик 1-го класса. «Не только для посадки». «АиК», 1976, № 7]. Речь в статье идёт об АГД-1.

Эти сложности привели к появлению специального термина: «сложное положение» и непростой методике вывода из него. Инженеры вообще предложили исключить лётчика из контура управления в «сложном положении», предложив режим автоматического приведения к горизонту.

Итак, не соответствующая ни прямой, ни обратной индикации шкала тангажа, применённая на АГД-1, приводит к существенным трудностям в управлении самолётом при полёте с большими углами крена и тангажа.

Для того, чтобы убедиться в правильности сказанного, предлагаю желающим попытаться выполнить на тренажёре перевёрнутый вираж.

2.3. Эффект удвоения крена

Обратная индикация углов крена применяется не только на авиагоризонтах, но и на отечественных индикаторах на лобовом стекле (ИЛС). При выполнении разворотов по такому прибору видно, что вращающийся по крену силуэт самолёта оказывается накренённым по отношению к естественному горизонту в 2 раза больше, чем по отношению к неподвижной относительно прибора шкале крена. Это явление называется «эффект удвоения крена» (см. на рисунке).


Полёт строем с обратной индикацией крена

«Эффект удвоения крена при соотнесении показаний прибора и реальной обстановки…фактор, полезно настораживающий, но ничем не грозящий» [Н.Бездетнов, лётчик-испытатель 1-го класса. «Тип индикации. Какой лучше?» «АиК», 1976, № 10].

Быть может, при полёте по маршруту или при заходе на посадку это действительно «фактор, полезно настораживающий, но ничем не грозящий». Но бывают и другие случаи, когда не всё так просто.

В показанной на рисунке ситуации все самолёты выполняют левый разворот с креном около 20°. Наш крен относительно впереди летящих самолётов равен нулю. Однако из-за «эффекта удвоения крена» наш вращающийся по крену силуэт самолёта оказывается накренённым не только относительно линии горизонта (на вдвое больший угол), но и относительно впереди летящих самолётов (на такой же угол). В показанной ситуации силуэт «своего» самолета накренён в сторону левого из впереди летящих самолётов, поэтому создаётся впечатление, что мы будем сближаться с ним. Однако попытка убрать этот кажущийся крен приведёт к действительному сближению с правым из впереди летящих самолётов. Ситуация опасная.

Не всё так просто и при прицеливании. Очевидно, что по изложенной выше причине прицеливание по визуально видимой цели с обратной индикацией крена будет затруднено. Нужна другая индикация. Если цель в облаках, то совсем не обязательно, чтобы метка цели совпадала с видимой из кабины целью, – т.е. возможно применение обратной индикации крена. Но тогда будем иметь совершенно различные прицельные картинки для различных метеоусловий. Если цель в облаках – прицеливаемся по одной картинке, — цель вышла из облаков – переключаемся на другую картинку!

«Эффект удвоения крена», присущий обратной индикации, делает её непригодной для групповых полётов.

3. Эксперимент

    Все задачи пилотирования можно разделить на 3 группы:
  1. Взлёт, посадка, второй круг, маршрут.
  2. Одиночный пилотаж, произвольное пространственное положение.
  3. Групповое маневрирование (прицеливание, полёт строем, заправка в воздухе).

Однако в экспериментах часто исследуется только одна из задач.

«В 1983 году группой учёных и лётчиков-испытателей был создан оригинальный командно-пилотажный прибор ИКП-81, который успешно прошёл лётные испытания для сравнения с прибором ПКП-77 и был признан лучшим прибором для пространственной ориентировки» [В.Пономаренко. «Страна Авиация: белое и чёрное». Газета «Воздушный транспорт № 45 (2228) 1994 г.].

В данном примере речь идёт о сравнении конкретных приборов применительно только ко второй из указанных задач.

Авиагоризонт АГБ-3 К Авиагоризонт англ Attitude Indicator

Авиагоризонт АГБ-3 К

Авиагоризонт (англ. Attitude Indicator) гироскопический прибор для измерения и индикации экипажу углов крена и тангажа, соответствующих пространственному положению относительно горизонтальной плоскости.

Различают автономные и дистанционные авиагори зонты. В автономном авиагоризонте гироскопический датчик вертикали и индикатор горизонта выполнены единым агрегатом. В дистанционном авиагоризонте гироскопический датчик вертикали и индикатор горизонта выполнены в виде отдельных агрегатов. При этом один датчик может обслуживать несколько индикаторов. Применение дистанционного авиагоризонта позволяет расположить датчик вертикали максимально близко к центру тяжести летательного аппарата, что позволяет уменьшить погрешности прибора.

По принципу индикации крена различают авиагоризонты «вид с земли на воздушное судно (Вс. З)» и «вид с воздушного судна на землю (Вс. ВС)». Авиагоризонты Вс. З и Вс. ВС отличаются подвижностью основных элементов лицевой части силуэта ВС и изображения неба-земли и разделяющей их линии искусственного горизонта: • В авиагоризонте Вс. З подвижным относительно пилота, находящегося на своём рабочем месте в кабине ВС, является силуэт ВС. • В авиагоризонте Вс. ВС подвижным относительно пилота, является изображение неба-земли и линия искусственного горизонта.

Авиагоризонт АГБ-3 (авиагоризонт бомбардировщика) — самый распространенный авиагоризонт. Конструктивное исполнение — автономный. Ввиду отсутствия дополнительной следящей рамы гироскопического датчика, рабочий диапазон углов тангажа ограничен углами 80 градусов. Вид индикации — «с земли на самолёт». Имеет следующие модификации АГБ-3, АГБ-3 Б (белый подсвет шкалы), АГБ-3 К (красный подсвет шкалы, самая распространенная модификация т. к. применяется на Ми-8/17). С 1992 года по настоящее время выпускается 3 -я серия прибора (в основном АГБ-3 К серия 3). Применяется на самолетах Ан-22, Ан-24, Ан-26, Ан-32, Як-40, Ил-62 и вертолетах семейства Ми-8/17.

Основное назначение Основным назначением авиагоризонта АГБ-3 (АГБ-ЗК) является обеспечение летчика легковоспринимаемой, крупномасштабной индикацией положения самолета или вертолета по углам крена и тангажа относительно плоскости истинного горизонта при отсутствии видимости естественного горизонта. Прибор дает возможность контролировать: углы крена самолета ……………. в пределах ± 360° углы тангажа …………………в пределах ± 80° Время готовности прибора ………. . не более 1, 5 мин

Погрешность показаний прибора, отсчитываемая по шкале тангажа и по шкале крена, включая застой и инструментально-шкаловую ошибку, не превышает: а) в диапазоне углов от 0 до 30°………. не более ± 1° б) на углах свыше 30° ……………. . не более ± 2° Погрешность прибора после выполнения разворотов и спиралей с кренами до 60° продолжительностью до 10 мин с автоматически выключенной поперечной коррекцией от внешнего отключателя не превышает. ………………. . . +3° Скорость прецессии гироскопа по осям крена и тангажа под действием коррекции ………………от 1, 8 до 6 °/мин

Температурный диапазон работы прибора…. от+60 до-60° С Высотность …………………………. . до 25 000 м Питание прибора от источника трехфазного тока напряжением 36+3, 6 В и частотой 400+8 Гц и от источника постоянного тока напряжением 27+2, 7 В. Потребляемый ток в установившемся режиме работы прибора: а) переменный ток не более 0, 9 А б) постоянный ток не более 0, 3 А в) постоянный ток, потребляемый лампами подсвета в приборе АГБ-ЗК не более 0, 1 А Потребляемая мощность по цепям переменного тока не более 60 вт Прибор виброустойчив при вертикально-действующей вибрации в диапазоне частот от 10 до 300 Гц при перегрузке не более 1, 2 g

Прибор выдерживает воздействие четырехкратной ударной перегрузки в количестве ……………. 10000 ударов при частоте нагружения 60 -100 ударов в минуту Вес прибора не превышает …………. 4, 2 кг Габаритные размеры (с розеткой штепсельного разъема)…… …………………………. 120 х234 мм

Основные характеристики встроенного освещения Лампы встроенного освещения питаются постоянным током номинальное напряжение на клеммах ламп …… 10 А предел регулировки напряжения ………………… от 4 до 15 в • применяемый тип ламп ……………………. . СМК-37 • предельная длина волны спектрального пропускания колбы лампы …………………………. . 600 -630 ммк • неравномерность освещения указательных элементов не превышает …………………………………… 1 -5 • максимальная яркость знаков и указательных элементов прибора …………………………. . не более 0, 15 нт • минимальная яркость ……………………. . 0, 01 Нт (при питании ламп напряжением 10 В)

Погрешности авиагоризонта АГБ-3 Погрешности, вызываемые ускорениями самолета. Ускорения, возникающие в прямолинейном полете, а также при вираже самолета вызывают отклонения маятниковых заслонок коррекции и прецессию оси гироскопа, уводящую ось ротора от вертикали. Благодаря малой скорости прецессии (равной в среднем 6 град/мин) гироскоп не успевает значительно отклониться от вертикали, если действие силы инерции, отклоняющей заслонки, кратковременно. В случаях, когда действие сил инерции длительно, отклонения оси гироскопа могут достигать значительных величин.

Погрешности, вызываемые скоростью самолета, появляющиеся при прямолинейном полете в результате кривизны поверхности Земли (при таком полете самолет поворачивается вокруг своей поперечной оси zz), а также погрешности, возникающие вследствие суточного вращения Земли, имеют весьма незначительную величину, не превосходящую 2 -4″, поэтому их обычно не учитывают.

Инструментальные погрешности авиагоризонта, вызываемые трением в подшипниках подвеса, трением в цапфах заслонок, вибрациями и несбалансированностью, сводят к минимуму путем выбора соответствующей конструкции и качественного изготовления и сборки прибора. Например, для уменьшения моментов трения в подшипниках рамок, действующих в сторону, противоположную направлению относительного вращения, можно применить вибрирующие, качающиеся, вращающиеся или упругие опоры. Для уменьшения влияния вибраций на гироскоп необходимо для каждой рамки несущими делать ось одной опоры и подшипник другой, тогда моменты трения, возникающие в опорах при вибрации, будут направлены в противоположные стороны и на гироскоп будет действовать не сумма, а разность моментов трения в опорах.

Рис. 2. Общий вид авиагоризонта АГБ-3 (АГБ-ЗК) (вид сбоку в разрезе): 1—гироскопический датчик, 2—передача углов крена; 3—корпус указателя; 4—указатель скольжения; 5—кольцо, 6—зажимное кольцо; 7 -экран; 8—резиновая прокладка; 9— стекло, 10—шкала крена, 11—силуэт самолетика, 12—резьбовая втулка; 13 -резиновая прокладка, 14—механизм указателя углов тангажа, 15—усилитель; 16—кожух, 17— заводской знак, 18—втулка; 19—винт; 20— резиновая прокладка

Рис. 3. Конструкция встроенного освещения шкал указательных элементов: 1 -зажимное кольцо; 2 -резиновая прокладка; 3 -стекло; 4 -шкала крена; 5 экран, 6 -корпус указателя; 7 -изоляционная втулка; 8—контакт; 9 светопровод; 10—лампа; 11—ламподержатель; 12 -пружина; 13—пробка; 14 —резиновая прокладка; 15—штифт; 1 б-головка

Рис. 4. Общий вид авиагоризонта АГБ-3 (АГБ-ЗК) (вид сверху в разрезе): 1—гироскопический датчик; 2—передача углов крена; 3—корпус указателя; 4— указатель скольжения; 6—зажимное кольцо; 7—экран; 8 —резиновая прокладка; 9—стекло; 10—шкала крена; 14—механизм указателя углов тангажа; 15—усилитель; 16—кожух; 22—валик; 28— водило; 30—втулка; 39—направляющая; 40—шток; 41—ось; 42— шарикоподшипник; 45—пружина; 44—палец; 45—гайка

Рис. 5. Общий вид авиагоризонта АГБ-3 (АГБ-ЗК) (вид сбоку, со стороны механизма арретира): 1 -гироскопический датчик; 3—корпус указателя; 21 -скоба; 22 -валик; 23 —кнопка арретира, 24, 35, 41—оси, 25 36—направляющие втулки; 26 резиновое кольцо; 27 -гайка; 28 — водило; 29 -шайба; 30 -пружина; 31 втулка; 32 -пластина; 33—собачка; 34—накладка; 37 — гайка; 38—плоская пружина; 39—направляющая, 40 -шток; 42—шарикоподшипник

Принцип действия и работа авиагоризонта АГБ-3 К Гироскопическая система авиагоризонта АГБ-3 (АГБ-ЗК) представляет собой гироскоп с тремя степенями свободы, главная ось которого поддерживается в вертикали места (т. е. перпендикулярно плоскости истинного горизонта) системой электрической маятниковой коррекции. Как известно, главная ось некорректируемого трехстепенного гироскопа вследствие суточноговращения Земли и перемещения самолета в полете относительно Земли, а также под влиянием трения в опорах карданова подвеса, остаточной несбалансированности гироскопа и ряда других причин будет с течением времени отклоняться от положения истинной вертикали места.

Электрическая маятниковая коррекция, состоящая из двух одноосных жидкостных маятниковых датчиков 16 и 17 и коррекционных моторов 12 и 21, определяет истинную вертикаль и создает на осях карданова подвеса гироскопа моменты, вызывающие прецессионное движение главной оси гироскопа к вертикальному направлению. Гиросистема авиагоризонта состоит из гироузла 19, представляющего собой гиромотор, укрепленный в кожухе, и карданной рамы 18. Гироузел является внутренней рамой карданного подвеса, а карданная рама — наружной.

На самолете гироскоп авиагоризонта располагается таким образом, что ось внешней рамы направлена параллельно продольной оси самолета, а ось внутренней рамы — параллельно поперечной оси самолета. Такое расположение осей карданного подвеса на самолете дает следующие преимущества: 1) авиагоризонт дает показания истинных углов крена и тангажа; 2) устойчивость гироскопа авиагоризонта зависит не от углов крена, а от углов тангажа и определяется выражением: JΏcosυ , где Ј — момент инерции ротора гироскопа; Ω- угловая скорость вращения ротора; υ — угол тангажа самолета. Как видно из приведенного выражения, при горизонтальном полете устойчивость гироскопа наибольшая. При углах тангажа, близких к 90°, устойчивость гироскопа уменьшается до минимума и ось гироскопа может сбиваться с вертикального положения.

При выполнении «петли» или других сложных эволюции, когда самолет летит с углом тангажа 80° или более, упор карданной рамы 13 касается упора гироузла 15 и давит на него. При этом возникает возмущающий момент, вектор которого направлен вдоль оси гироузла (оси у-у). По закону прецессии карданная рама начнет поворачиваться вокруг оси х-х в сторону совмещения составляющей вектора кинетического момента гироскопа ЈΩcosυ, перпендикулярной плоскости карданной рамы, с вектором возмущающего момента по кратчайшему пути. Карданная рама, прецессируя, перевернется на 180° и, когда угол тангажа будет более 90º упор карданной рамы отойдет от упора гироузла; прецессионное движение прекратится и силуэт самолетика окажется перевернутым на 180° относительно шкалы тангажа, что укажет на положение самолета, перевернутое относительно плоскости горизонта на 180°. Кроме того, благодаря упорам не происходит полного совмещения оси ротора гироскопа и оси карданной рамы при выполнении «петли» и устойчивость гироскопа при углах тангажа, близких к 90°, теряется неполностью.

При поворотах самолета вокруг своей продольной или поперечной оси главная ось трехстепенного гироскопа не изменяет своего положения относительно плоскости истинного горизонта и остается совмещенной с вертикалью данного места. При этом вместе с поворотом самолета поворачивается корпус прибора относительно карданной рамы (вокруг оси х—х) на угол, равный углу крена, или карданная рама поворачивается вместе с корпусом прибора относительно гироузла (вокруг оси у— у) на угол, равный углу тангажа. Углы крена воспроизводятся на лицевой части указателя прибора с помощью механической передачи крена

Для сигнализации об отказе (нарушении) питания в приборе АГБ-3 (АГБ-ЗК) имеется сигнализатор отказа питания, исполнительным элементом которого является двигатель трехфазного тока с указательным элементомфлажком. Рис 7. Сигнализатор отказа питания (вид со стороны флажка): 1—корпус; 2—упор, 3—спиральная пружина, 4—втулка; 5— флажок; 6— груз

Рис. 8. Левая приборная доска

Рис. 9. Правая приборная доска

toon | Поддержка ClinoScope — toon, llc.

Описание

ClinoScope — Динамический инклинометр и гироскоп

ClinoScope »- это новый инструмент анализа для измерения трехмерных углов наклона, наклона объекта относительно силы тяжести с помощью датчика ускорения / гироскопа iPhone.

Вы можете легко измерить уклон в различных местах, например, перекос пола, наклон зданий.

Это приложение может отображать текущее положение терминала в режиме реального времени и имеет два режима измерения: инклинометр в режиме НАКЛОНА, график оси времени гироскопического датчика в режиме ВРЕМЕНИ.

Кроме того, если вам нужен анализ вибрации, мы рекомендуем наше приложение для измерения / анализа вибрации «Vibroscope».

Щелкните следующую ссылку, чтобы загрузить «ClinoScope» из App Store TM . Откроется страница загрузки в App Store TM .

Информация о продукте

# Название продукта: ClinoScope

Версия: 2.1
Дата выпуска: 23 апреля 2021 г. UTC
Размер: 0,5 МБ
Категория: Коммунальные услуги, Стиль жизни
Рекомендация: Требуется iOS 12.5 или новее.

Характеристики

Оптимизирован для iPhone, Компактный размер кода.
Измерение углов места, наклона или наклона в 3-х измерениях.
Функция измерения наклона. (Режим НАКЛОНА)
Функция временного графика гироскопа. (Режим ВРЕМЯ)
Сохраните результаты измерений в фотографии. (SNAP)
Измерительная угловая единица: [Градус] или [Радиан]

Приложения

«ClinoScope» можно использовать в таких приложениях, как следующие примеры использования:

Измерение углов наклона, например, мебели, полов, картин и зданий.
Угол измерения движущихся транспортных средств.
Показывает наклон самолета или корабля относительно горизонта.
Измерение скорости вращения, например, оборудования игровых площадок.
Установка регулировки звукового оборудования, например регулировка скорости вращения аналогового плеера.
Использование в различных видах спорта, например, для измерения угла наклона поля для гольфа.
Проверка чувства равновесия по углу поворота тела.
Настройка угла места спутниковой антенны.

Режим работы

«Клиноскоп» имеет три режима работы. Нажав на выбор кнопку, после чего запускается соответствующий режим. В зависимости от режима работы изменяется содержимое области отображения измерений. В рабочей области есть кнопка START / STOP и кнопка Snapshot (SNAP). Кроме того, он запускается в режиме НАКЛОНА при загрузке приложения.


Функции режима работы следующие:


НАКЛОН: Измерение наклона.(По умолчанию)
ВРЕМЯ: Временной график положения гироскопа.
ИНФ. : Информация о товаре.

Метод отображения угла поворота

«ClinoScope» отображает степень наклона, основанную на вращающихся изображениях, в трехмерной ортогональной координате (пространство xyz).

В качестве представления вращения «рыскание» — это вращение вокруг оси z, «тангаж» вокруг оси x и «крен» вокруг оси y.

Например, как в самолетах и ​​кораблях, он будет принимать направление оси фюзеляжа по оси y, а крыло по оси x, верхнее направление фюзеляжа по оси z.

В устройствах iPhone он отображает угловое изображение трех осей каждого положения (тангаж / крен / рыскание) в режиме НАКЛОНА следующим образом.

# Поворотное изображение шага

# Поворотное изображение рулона

# Поворотное изображение рыскания

Режим НАКЛОНА

Режим

НАКЛОН использует информацию датчика ускорения и работает как трехмерный инклинометр. Он визуально отображает угол и градиент в соответствии с пространственным положением устройств iPhone.Нажав кнопку «Пуск», чтобы начать измерение, а затем остановите его, нажав кнопку «Стоп».

Отображение результатов измерений немного отличается в зависимости от состояния терминала (FaceUp, Portrait, Landscape) следующим образом:

# FaceUp (терминал горизонтальный):

FaceUp — это состояние, в котором терминал стал горизонтальным по отношению к плоскости заземления. В данном случае это угол наклона и крена на дуге, а также угол рыскания на круговой стрелке. Он также отображает крестик (+) в положении зенита (или надира), например, если смотреть на терминал непосредственно сверху.

# Портрет (вертикальное владение):

Портрет — это состояние, когда вы держите терминал вертикально. Нижняя часть кнопки Home стандартная. В этом случае появляется угол тангажа и рыскания в дуге, а также угол крена в круговой игле.

# Пейзаж (горизонтальное владение):

Пейзаж — это состояние, при котором терминал находится сбоку, правая сторона кнопки «Домой» будет стандартной. В данном случае это угол крена и рыскания на дуге, а также угол тангажа на круговой игле.

Режим ВРЕМЕНИ

Этот режим используется для просмотра в реальном времени данных о 3-осевом угле (тангаж / рыскание / крен) и выходных данных угловой скорости гироскопического датчика для отображения графика. Пожалуйста, используйте этот режим в состоянии FaceUp.

# Угловой дисплей:

— шаг: -π / 2 — π / 2 [рад] (-90 ° — + 90 °)

— рыскание: -π — π [рад] (-180 ° — + 180 °)

— крен: -π — π [рад] (-180 ° — + 180 °)

# Разгон:

— тангаж / рыскание / крен: -4π (-12.56) — + 4π (12,56) [рад / сек]

Снимок: SNAP

Если вы нажмете кнопку «Привязать» в области «Операции измерения», вы сможете записать измеренное изображение в Фото.

В первый раз подтверждение доступа к фотографиям требуется один раз из системы iOS при нажатии кнопки SNAP.

Информация о продукте : Информация

Нажав «ИНФОРМАЦИЯ». вкладка в области выбора режима, отображается информация о продукте и описание функции.

Информация о выпуске

Клиноскоп версии 2.1 был выпущен 23 апреля 2021 года. UTC
ClinoScope версии 2.0 был выпущен 22 апреля 2021 года. UTC

* Изменено название приложения.

* Улучшение обработки и функциональные обновления.

* Обновления дизайна пользовательского интерфейса.

InclinoScope версии 1.0 был выпущен 26 апреля 2016 г. UTC

Меры предосторожности

При первом доступе к фотографиям после установки приложения у вас будет запрошена авторизация для доступа к ним со стороны системы iOS. Если вы не включили этот параметр, приложение не сможет получить к ним доступ из-за ограничений конфиденциальности системы iOS.Пожалуйста, включите разрешение доступа в настройках iOS: «Настройки> Конфиденциальность> Фотографии».

Примечание

Существуют отклонения и погрешности отдельных терминалов и сенсорных устройств, поэтому это приложение не рекомендует использовать в формальных измерениях. Не используйте это приложение во время вождения автомобиля или при работе с механизмами.

Запрос на рассмотрение

Пожалуйста, отправьте обзор ваших комментариев и запросов по этому приложению. Мы будем использовать ваш отзыв для улучшения наших продуктов.Спасибо за сотрудничество.

Пожалуйста, отправьте сообщение с обзором для «ClinoScope».


Пожалуйста, заполните свой обзор, выполнив доступ с устройства iOS.

Свяжитесь с нами

Спросите об этом приложении снизу!

Контактная информация службы поддержки: support_ap * toon-llc.com

(ПРИМЕЧАНИЕ. Поменяйте звездочку * этого адреса электронной почты на знак @. Отображение адреса электронной почты нашей службы поддержки было изменено для предотвращения спама.Пожалуйста, измените на правильный адрес и отправьте электронное письмо. )

Пожалуйста, свяжитесь с нами, указав следующие данные, если у вас возникнут какие-либо вопросы или проблемы.

1. Название приложения
2. Модель устройства
3. iOS версии
4. Страна проживания
5. Подробная информация о ваших запросах или проблемах.

Вернуться к началу

Об интерпретации измерений трехмерного гироскопа

Мы демонстрируем, что обычная интерпретация угловых скоростей, измеренных трехмерным гироскопом, как последовательных вращений Эйлера, вносит систематическую ошибку в ориентацию датчика, вычисляемую во время отслеживания движения.Для малых углов поворота эта систематическая ошибка относительно мала и может быть ошибочно отнесена к различным источникам неточностей датчика, включая дрейф выходного смещения, неточную чувствительность и выравнивание осей чувствительности датчика, а также шум измерения. Однако даже для таких малых углов из-за накопления с течением времени ошибочная интерпретация вращения может иметь значительное отрицательное влияние на точность вычисленной угловой ориентации. Мы подтверждаем наши выводы, используя реальные измерения, в которых описанная систематическая ошибка лишь усугубляет вредные эффекты, обычно приписываемые неточности датчика и случайному шуму измерения.Мы демонстрируем, что в целом можно достичь значительного улучшения точности угловой ориентации, если измеренные угловые скорости правильно интерпретировать как одновременные, а не как последовательные вращения.

1. Введение

С продолжающимися разработками в технологии производства гироскопов наблюдается рост их использования в различных областях [1–29]. 3D гироскопы являются неотъемлемой частью инерциальных навигационных устройств [5–8]; была показана возможность захвата движения, классификации и анализа [9–24]; и являются важными элементами вспомогательных, реабилитационных и носимых медицинских технологий [21, 22].Однако полезность трехмерных гироскопов может быть уменьшена без соответствующей значимой интерпретации измеренных значений и вычисления угловой ориентации.

Трехмерный гироскоп измеряет угловую скорость своего вращения в системе отсчета по трем осям чувствительности. Для идеального датчика эти выходные сигналы равны проекциям угловой скорости вращения на чувствительность, то есть осям собственной системы координат. Таким образом, в контексте измерения датчик одновременно вращается вокруг трех осей своей системы координат.При правильном сочетании эти три поворота эквивалентны фактическому вращению датчика в системе отсчета.

Практика, вводящая в заблуждение, возникает из-за интерпретации трех измеренных угловых скоростей как последовательных, то есть вращения Эйлера. Поскольку три угловые скорости, которые обеспечивает трехмерный гироскоп, представляют собой одновременные вращения, в общем случае использование углов Эйлера вносит систематическую ошибку в расчетную угловую ориентацию. Только в случае бесконечно малых вращений, которые, как показано, являются коммутативными, последовательные и одновременные вращения вокруг ортогональных осей приводят к одинаковой угловой ориентации [30, 31].

Существует ряд публикаций [23–28], в которых представлены многообещающие в остальном приложения трехмерных гироскопов, которые принимают вышеупомянутые вводящие в заблуждение интерпретации. По этой причине мы считаем необходимым более подробно остановиться на реалистичных эффектах интерпретации измерений гироскопа. Поэтому наша цель — исследовать систематическую ошибку, возникающую из-за ошибочной интерпретации измерений трехмерного гироскопа, и количественно оценить ее влияние на точность вычисленной угловой ориентации.

Работа организована следующим образом. В разделе 2 мы решаем проблему правильной интерпретации измерений трехмерного гироскопа, используя выражения для вращения, которые эквивалентны трем одновременным ортогональным поворотам, измеренным трехмерным гироскопом, как получено в [30], и представляем подходящие средства для вычисление угловой ориентации.

Чтобы изолировать и количественно оценить вредное влияние ошибочной интерпретации вращения на точность угловой ориентации, мы рассматриваем в разделе 3 идеальный трехмерный гироскоп и простое вращение с постоянной угловой скоростью вокруг фиксированной оси вращения.В разделе 4 мы представляем уменьшение ошибки угловой ориентации, которое может быть достигнуто при использовании реального несовершенного трехмерного гироскопа в реальных измерениях, в которых описанная систематическая ошибка затемняет точность вычисленной угловой ориентации наряду с типичными ошибками, связанными с неточным датчиком. и случайный шум измерения.

Хотя технологии производства недорогих гироскопов быстро улучшаются, было показано, что эти датчики страдают от дрейфа выходного смещения и неточной чувствительности и выравнивания осей чувствительности датчика.Поскольку наша цель — количественно оценить вредное воздействие ошибочной интерпретации вращения, мы рассматриваем правильно откалиброванный датчик. Повышение точности трехмерных гироскопов было предметом ряда текущих исследований и представлено в других источниках [32–35]. Наконец, в разделе 5 мы суммируем наши результаты и делаем выводы.

Во всех последующих разделах мы соблюдаем следующие правила обозначений: жирные буквы обозначают матрицы и векторы, а большой и мелкий курсив обозначают скаляры.

2. Интерпретация измерений 3D гироскопа
2.1. Одновременные вращения

Давайте рассмотрим идеальный трехмерный гироскоп, который вращается с постоянной угловой скоростью ω вокруг оси вращения v в трехмерной системе отсчета. Он обеспечивает измерения одновременных угловых скоростей ω x , ω y и ω z вокруг трех осей собственной системы координат ортогонального датчика, x , y и z , соответственно.В [30, 36] мы получили вектор вращения Φ , называемый углом одновременного ортогонального вращения (SORA), который мы можем использовать для правильной интерпретации измеренных значений. Составляющие этого вектора равны углам поворота трех одновременных поворотов вокруг осей датчика: где ω x , ω y и ω z — три измеренные угловые скорости; φ x , φ y и φ z — углы поворота; и T — интервал измерения.

Пока ось v вращения постоянна в течение интервала измерения T , ориентация и величина вектора SORA Φ (1) соответственно равны оси и углу фактического вращения гироскопа. . Он считает, что

Из (1) — (3) можно заключить, что гироскоп измеряет проекции вектора угловой скорости его вращения по его осям чувствительности. Обратите внимание, что в общем случае из-за некоммутативности вращения векторы вращения (1) и угловой скорости (4) не могут рассматриваться как действительные векторы.Это возможно только в частном случае постоянной оси вращения.

Используя ось вращения (2) и угол (3), мы можем вычислить угловую ориентацию осей внутренней системы координат датчика в системе отсчета. Введем R ( φ , v ) для обозначения матрицы вращения 3 × 3, связанной с осью (2) и углом (3) вращения: где c и s соответственно обозначают cos ( φ ) и sin ( φ ).

Далее мы вводим матрицы 3 × 3 S init и представляем начальную и конечную ориентацию датчика в системе отсчета. Столбцы S init и представляют собой единичные векторы 3 × 1, представляющие соответственно начальную и конечную ориентации осей координат датчика. Мы можем написать

Порядок матриц S init и R ( φ , v ) в умножении в (6) учитывает тот факт, что ось вращения v (2) задана в 3D собственная система координат гироскопа.

2.2. Последовательные вращения

В отличие от трех вращений, представленных с помощью SORA (1), углы Эйлера представляют собой последовательность из трех элементарных вращений, то есть поворотов вокруг осей (внутренней или опорной) системы координат. Если рассматривать только вращения вокруг различных осей внутренней системы координат, возможны шесть последовательностей: x y z , y z x , z x y , x z y , z y x и y x z .Поскольку вращения, как правило, не коммутативны, каждая из этих шести последовательностей приводит к разной конечной угловой ориентации, ни одна из которых не является правильной, когда все три поворота выполняются одновременно, как в случае, когда трехмерный гироскоп вращается вокруг произвольной оси. Использование любой из этих последовательностей при вычислении угловой ориентации датчика приводит к систематической ошибке.

Поскольку три оси координат датчика эквивалентны, мы можем использовать любую из вышеупомянутых последовательностей для количественной оценки ошибки вычисленной угловой ориентации.Мы выбрали последовательность z y x , также известную как аэрокосмическая последовательность с углами поворота, называемыми рысканием, тангажем и креном.

Используя углы φ z , φ y и φ x , полученные с помощью трехмерного гироскопа вместо рысканья, тангажа и крена, соответственно, мы можем вычислить окончательный ориентация датчика согласно интерпретации последовательного вращения как

R E ( φ z , φ y , φ x ) (7) обозначает композитную матрицу вращения Эйлера 3 × 3: где s k и c k соответственно обозначают sin ( φ k ) и cos ( φ k ), k представляет одну из осей, x , y , или z .

Ориентация самолета действительно может быть представлена ​​удобным и интуитивно понятным способом с помощью трех ориентаций Эйлера. Однако углы Эйлера не равны углам, измеренным с помощью трехмерного гироскопа, и, очевидно, их использование в этом контексте ошибочно. Сравнивая (5) и (8), мы можем сделать вывод, что матрицы вращения для одновременной (5) и последовательной (8) интерпретации вращения не равны, и что использование последнего не даст правильного результата в случае измерений 3D гироскопа.

Рассмотрим простой наглядный пример. Предположим, что датчик вращается с угловой скоростью ω = 360 ° / с вокруг единичной оси. для T = 1 с. После этого времени вращения ориентация датчика, очевидно, равна его начальной ориентации; таким образом, матрица вращения для синхронной интерпретации (5) фактически в данном случае является единичной матрицей. Мы можем написать

Рассматривая (1) — (4), мы можем заключить, что в этом случае углы, измеренные с помощью идеального гироскопа, будут равны

Подстановка этих углов для углов Эйлера рыскания, тангажа и крена в (8) дает

Полученная матрица вращения R E ( φ z , φ y , φ x ) не равна единичной матрице I и, очевидно, приведет к неправильная угловая ориентация:

На практике при расчетах окончательной угловой ориентации используются гораздо меньшие углы поворота.По мере того, как углы вращения становятся все меньше, разница между результатами одновременного и последовательного вращения становится все более незначительной. Однако даже для малых углов ошибка вычисленной угловой ориентации накапливается со временем и может стать значительной, как мы представим и обсудим в следующих разделах.

3. Систематическая ошибка угловой ориентации
3.1. Меры погрешности угловой ориентации

Мы выражаем погрешность угловой ориентации ε в терминах угла отклонения ориентации, то есть угла поворота, который корректирует расчетную ориентацию датчика: где S fin — матрица 3 × 3 фактической окончательной ориентации и матрица 3 × 3 расчетного состояния.

Из-за интегрирования ошибка вычисленной угловой ориентации накапливается с течением времени. Чтобы результаты были сопоставимы при различных моделированиях и измерениях, мы нормализуем угол отклонения ε (14) по отношению к общему времени вращения T :

3.2. Методология

Чтобы изолировать эффект ошибочной интерпретации вращения, мы рассматриваем идеальный трехмерный гироскоп, который обеспечивает дискретные по времени выборки угловых скоростей в моменты выборки нТл с , где T с — интервал выборки: и f s — частота дискретизации.Таким образом, получаем N = T f s отсчета вектора угловой скорости ω (4).

Далее мы считаем, что оси координат датчика и системы отсчета изначально совмещены. Таким образом, начальная ориентация датчика задается единичной матрицей:

Для этого исследования мы, наконец, считаем, что датчик вращается в течение T = 1 с с постоянной угловой скоростью ω = 360 ° / с вокруг единичной оси:

Таким образом, в этом примере начальная и фактическая конечная ориентации датчика идентичны.Мы можем написать

Для каждого из образцов вращения N датчик вращается на угол Δ φ = 360 ° / N вокруг постоянной оси v . Поскольку мы предполагаем, что гироскоп точен, а ось вращения постоянна на протяжении всего вращения, мы можем сделать вывод, что все отсчеты измеренных угловых скоростей равны и что все углы поворота вокруг осей датчика равны

Окончательно можно сделать вывод, что для всех образцов n угол поворота, рассчитанный по (3), равен

Очевидно, что объединение всех вращений N в единую матрицу вращения даст единичную матрицу I .Учитывая это и (19) для вычисления результирующей угловой ориентации (6), мы можем, следовательно, написать

Это означает, что интерпретация вращений как одновременных с учетом SORA (1) — (4) не приводит к ошибке в вычисленной угловой ориентации.

Для расчета окончательной угловой ориентации датчика согласно интерпретации последовательного вращения (7) мы умножаем матрицу вращения Эйлера R E φ s , Δ φ s , Δ φ с ) (8) сама по себе N — 1 раз:

Подставляя в (14), мы можем вычислить ошибку угловой ориентации для интерпретации последовательного вращения.Поскольку как начальная, так и фактическая конечная угловые ориентации датчика задаются единичной матрицей (19), (14) упрощается до

Общее время измерения установлено на T = 1 с, поэтому нормированный угол отклонения (15) равен

Поскольку Δ φ s уменьшается с частотой дискретизации и когда достаточно малые угловые повороты становятся почти коммутативными, мы ожидаем, что обе меры погрешности, ε (25) и ε norm (26), уменьшатся. с частотой дискретизации тоже.

3.3. Результаты и обсуждение. поворота гироскопа Δ
φ , увеличиваясь от 0,036 ° до 90 °.


Как и ожидалось, полученные результаты показывают, что ошибка угловой ориентации, которая является следствием ошибочной интерпретации трех одновременных ортогональных вращений, измеренных с помощью 3D-гироскопа, как последовательных, увеличивается с величиной углов рассматриваемых шагов вращения.

Мы можем заметить, что при значительном снижении частоты дискретизации, то есть увеличении угла отдельного поворота Δ φ , величина ошибки может стать настолько значительной, что результаты станут совершенно ненадежными даже после всего лишь одной секунды вращения. . В рассматриваемом сценарии измерения для частоты дискретизации 4 Гц индивидуальный угол поворота составляет Δ φ = 90 °. Для угла такой величины нормализованная ошибка угловой ориентации, вычисленная в соответствии с интерпретацией последовательного вращения, составляет ε norm = 73.16 ° / с.

Из-за накопления во времени абсолютной ошибкой в ​​расчетной угловой ориентации нельзя пренебрегать даже для малых углов. Например, для общей частоты дискретизации f s = 2048 Гц индивидуальный угол поворота составляет 0,176 °, а систематическая ошибка в вычисленной угловой ориентации ε превышает 6 ° после одной минуты вращения.

Также стоит отметить, что, поскольку ось вращения постоянна на протяжении всего вращения, правильно интерпретируя измеренные угловые скорости, мы можем вычислить окончательную угловую ориентацию за один шаг.Если применить этот подход при интерпретации измеренных вращений как последовательных, то это приведет к еще большим ошибкам, чем представлено здесь.

4. Измерение в реальных условиях
4.1. Методология

Чтобы наблюдать последствия интерпретации вращения в реальных измерениях, в которых описанная систематическая ошибка затемняет точность вычисленной угловой ориентации наряду с типичными ошибками, связанными с неточным датчиком и случайным шумом измерения, мы полагаемся на отслеживание реального движения .

Мы использовали 3D-гироскоп MEMS ITG3200-3 производства InvenSense (Саннивейл, Калифорния, США) [37], обеспечивающий 16-битный выходной сигнал в диапазоне ± 2000 ° / с. Частота дискретизации аналого-цифрового преобразователя датчика была установлена ​​на 1000 Гц. Однако, чтобы более реалистично относиться к среде измерения в реальном времени и поддерживать вычислительную эффективность, полученные сигналы были субдискретизированы до f s = 50 Гц. Перед измерениями проводилась статическая калибровка сенсора по методике, описанной в [35].

Мы провели семь измерений. В каждом из них мы вручную вращали датчик. В конце каждого измерения мы позиционировали датчик в той же ориентации, что и изначально. Эта процедура позволила нам оценить точность угловой ориентации как отклонение окончательной (вычисленной) ориентации датчика от его начальной ориентации и сравнить результаты обеих интерпретаций простым способом, избегая использования дополнительного оборудования.

Мы повернули датчик таким образом, чтобы при каждом измерении динамика вращения была больше, чем при предыдущем измерении.Как было подробно описано в разделе 2, до тех пор, пока ось вращения гироскопа постоянна в течение интервала измерения, ориентация и величина вектора SORA (1) соответственно равны оси и углу фактического вращения гироскопа. . Однако для общего сценария измерения необходимо учитывать возможные изменения оси вращения во время T s . Постепенно увеличивая динамику измеренных вращений, мы могли бы количественно оценить влияние, которое эти (неизмеримые) изменения оси вращения оказывают на точность угловой ориентации.

В остальном, чем указано, движение гироскопа, включая его вращение, было произвольным. Полученные угловые скорости представлены на рисунке 2.


Предполагая, что в среднем изменение угловой скорости между двумя последовательными выборками отражает изменение во время выборок, то есть интервалы измерения n , мы можем использовать следующая мера динамики угловой скорости: для представления изменений осей вращения в течение T s .

Различные источники неточностей измерения, включая несовершенную калибровку датчика, шум и неизмеримые изменения оси вращения, очевидно, вносят ошибки в угловую ориентацию, вычисленную как в соответствии с интерпретациями одновременного, так и последовательного вращения. Поскольку начальная и фактическая конечная угловые ориентации датчика во всех семи выполненных измерениях были идентичны, мы могли рассчитать соответствующие углы отклонения (14) как где ε (seq) — угол отклонения ориентации при последовательном вращении, а ε (sim) — при рассмотрении одновременных вращений.Далее мы получили нормированные углы отклонения для обеих интерпретаций и, подставив (28) в (15). Мы ожидаем, что на все эти ошибки будет влиять динамика угловой скорости (27).

Чтобы оценить выигрыш от использования правильной интерпретации измерений трехмерного гироскопа, мы вводим F err для обозначения коэффициента уменьшения ошибки угловой ориентации:

4.2. Результаты и обсуждение

Результаты представлены на Рисунке 3.Для интерпретации одновременного вращения погрешность вычисленной угловой ориентации составляет от 0,034 ° до 1,250 ° за секунду вращения и со временем может стать значительной. Однако ошибка, возникающая при интерпретации поворотов как последовательных, намного больше и составляет от 0,132 ° до 16,152 ° за секунду вращения. Снижение погрешности от 74% до 98% достигается при правильной интерпретации измерений гироскопа.


Принимая во внимание практическую ценность этих результатов, мы можем отметить следующее: даже для самой большой ошибки, полученной при интерпретации измеренных вращений как одновременных (1.250 ° / с), мы можем вращать датчик почти в 13 раз дольше, прежде чем достигнем ошибки подхода интерпретации последовательного вращения (16,152 ° / с).

Приведенные результаты показывают, что погрешность угловой ориентации, полученной согласно обеим интерпретациям вращений, в целом увеличивается с динамикой угловых скоростей, которые отражают изменения оси вращения во время интервалов измерения. Эта ошибка, по сути, является ошибкой измерения и не может быть учтена в расчетах, независимо от используемого метода интерпретации.Однако даже для самых экстремальных условий, рассматриваемых здесь, коэффициент уменьшения ошибки является значительным.

5. Заключение

Из-за различных источников неточностей датчика движения точное определение местоположения является деликатной задачей. Ошибочная интерпретация значений, измеренных с помощью 3D-гироскопа, только усиливает пагубное влияние на предполагаемое положение датчика. Оценка угловой ориентации путем интерпретации трех одновременных вращений как последовательных, то есть Эйлера, может показаться простой.Однако углы, измеренные с помощью гироскопа, в общем случае не равны углам элементарных вращений Эйлера. Мы показали, что интерпретация одновременных вращений не только как последовательные теоретически ошибочна, но и вносит значительную систематическую ошибку в угловую ориентацию, когда углы вращения становятся большими.

Для скорости вращения 360 ° / с при выборке с частотой 2048 Гц ошибка угловой ориентации превышает 6 ° после одной минуты вращения. Для самой низкой рассматриваемой частоты дискретизации (4 Гц) для одного и того же движения вычисленная угловая ориентация совершенно ненадежна, поскольку ошибка превышает 73 ° только после одной секунды вращения.Мы показали, что значительное повышение точности может быть достигнуто в реальном сценарии измерения, в котором эта систематическая ошибка только расширяет пагубные последствия неточностей датчика в шумной среде.

Необходимо отметить, что синхронная интерпретация вращения и вычисление угловой ориентации, представленные в этой статье, ориентированы на устранение систематической ошибки, возникающей из-за ошибочной интерпретации вращения. Различные интерпретации не могут компенсировать другие источники неточностей.

Помимо случайных ошибок, связанных с неточным датчиком, ошибка, которую невозможно устранить, является следствием изменений угловой скорости между моментами отбора проб. Эта ошибка, по сути, является ошибкой измерения, и ее можно адекватно учесть не вычислением, а соответствующим сокращением интервала измерения, то есть увеличением частоты дискретизации. К сожалению, это противоречит ограничению энергетической автономии устройств, использующих гироскопы для частого или непрерывного повседневного отслеживания движения, и требует все более низкой частоты дискретизации.

Однако, даже когда угловая скорость изменяется во время интервалов измерения, для иллюстративного движения, рассматриваемого в этой статье, снижение погрешности от 74% до 98% возможно, если измерения трехмерного гироскопа интерпретированы правильно и сам датчик правильно откалиброван. . Для более точных гироскопов высокого класса этот коэффициент был бы еще больше. Следовательно, мы можем вращать датчик в течение значительно большего времени, прежде чем достигнем ошибки подхода вычисления последовательного вращения.

Этими наблюдениями мы можем подтвердить наше первичное предположение; то есть, как правило, можно добиться значительного уменьшения погрешности при правильной интерпретации результатов измерения трехмерного гироскопа. Наконец, мы можем сделать вывод, что, приняв методы, представленные в этой статье, можно более точно отслеживать и анализировать движения.

Конфликт интересов

Авторы заявляют об отсутствии конфликта интересов.

(PDF) Разработка высокоэффективного инерциального измерительного прибора шага / крена на основе недорогого акселерометра и датчиков гироскопа

1- — Wo (смещение гироскопа) I

1- — Wo (смещение гироскопа) I

0.04

0,03

Ul 0,02

Q)

:: l

c ;; 0,01

>

~

0

-0.D1

-0,02

0,04

0,03

Ul 0,02

Q)

:: l

c ;; 0,01

>

;:

~

0

-0.D1

-0,02

2000 4000 6000 8000 10000 12000 14000 16000

т [мс]

Тест IMU (без калибровки): гироскоп , E

b = O.00594174

2000 4000 6000 8000 10000 12000 14000 16000

t [мс]

Испытание IMU: смещение гироскопа, E

b = O.00140792

6800

6800

6700

000 6700

00

000 —

z (на основе акселерометра)

~

(Kalman)

‘Ii (энкодер)

z (на основе акселерометра)

~

(Kalman)

‘»(Энкодер)

6400 6500

t [мс]

6400 6500

t [мс]

6300

6300

без калибровки (без калибровки) ): крупный план экстремума

6200

6200

106

‘»—-‘—

—‘—

—‘ ——‘—

—‘—

—1 —- ‘

6100

Ul

Q)

i «

g>

110

-0

112

Ul

Q)

i «

g>

110

-0

108

108

112

114

Рис.11: Результаты испытания на большой угол наклона — крупный план Рис. 13: Результаты испытания на большой угол наклона — смещение гироскопа

Wo

IMUTest: крупный план статической стабильности

Международная конференция по промышленным технологиям, 2009 г.

[2] С. Сабателли, Ф. Сечи, Л. Фануччи, А. Рокки, Алгоритм объединения датчиков

для интегрированной оценки углового положения с инерциальным измерением

единиц, Гренобль, IEEE, Дизайн, автоматизация и испытания в Европе, 2009.

[3] Р.Л. Гринспен, Технология инерциальной навигации 1970–1995,

Журнал Института навигации, Vol. 42,

№ 1

, стр. 165-185, 1996.

[4] Т.К. Маллик, Массачусетс 1. Бхуян, М.С. Мунна, Разработка и внедрение —

Создание БПЛА (Drone) с записью полетных данных , Дакка, IEEE, 2016

Международная конференция по инновациям в науке, технике и

технологиях (ICISET), 2016.

[5] Vectornav VN-21O, https: llwww.vectornav.comlproducts / vn-21O. 2018-

10-20.

[6] XSENS MTi-10 Series, hnps: llwww.xsens.comlproducts / mti-10-series /.

20.10.2018.

[7] С. Бхатия, Х. Ян, Р. Чжан, Ф. Хофлингер, Л. Рейндл, Разработка

аналитического метода для калибровки IMU, Лейпциг, IEEE, 2016 13-я

Международная мультиконференция по системам , Signals & Devices (SSD),

2016.

[8] В.В. Аврутов, П.М. Аксоненко, Н. 1. Бурау, П.Хенафф, Л. Чиарлетта,

Расширенная калибровка инерциальных датчиков MEMS, Киев, 2017 IEEE

Первая украинская конференция по электротехнике и вычислительной технике

(UKRCON), 2017.

[9] Лист данных LSM6DS33, инерционный модуль iNEMO: Always-on 3D ac-

Celerometer and 3D gyroscope, STMicroelectronics, 2015.

[10] AS5161 Datasheet: 12-Bit Magnetic Angle Position Sensor Datasheet: 12-Bit Magnetic Angle Position Sensor Datasheet,

ams, 2015.

[11] Б. Баршан, Х.Ф. Даррант-Уайт, Инерциальные навигационные системы для мобильных роботов

, Транзакции IEEE по робототехнике и автоматизации, стр.328-342,

1995.

[12] A. Jouybaria, A. A. Ardalana, M-H. Резваниб, Экспериментальное сравнение

между Махони и дополнительным алгоритмом объединения датчиков для определения положения

по необработанным данным датчика XSENS IMU на буе, Международный архив фотограмметрии

, Тегеран, дистанционное зондирование

и науки о пространственной информации, том XLII -41W4, 2017.

[13] П. Гуи, П. Норт, Л. Танг, С. Мухопадхьяй, IMU на основе MEMS для измерения наклона

: Сравнение комплементарного фильтра и фильтра Калмана

Объединение данных на основе

, Окленд, IEEE, 2015 IEEE 10-я конференция по

Промышленная электроника и приложения (ICIEA), 2015.

[14] Д. Саймон, Оптимальная оценка состояния, Хобокен, Нью-Джерси, John Wiley

& Sons, Inc., стр. 123-329, 2006

3400

3400

3200

32003000

3000

2600 2800

t [мс]

2600 2800

t [м

с]

2400

2400

IMUTest (без калибровки): статическая стабильность крупным планом

2200

‘—_

—‘-

.L ..-

__

.L-

__

-‘—

__

—‘-

__

—‘-

—‘-

_ —I-

… L … L

_

— ‘

2000

2.2

‘ —_ -‘-. L ..-

__

. L-

__

-‘— _— I —‘-_. L —‘ —— ‘-_— I-

……._

-‘- ‘

2000

2,4

2,6

3,4

3.2

3,4

3,2

2,4

2,6

Ul 3

Q)

i «

~ 2

,8

-0

• Включение третьего датчика (3D-магнитометр), его полная калибровка

(включая подгонку эллипсоида) и использование для создания полного 3D IMU: для оценки тангажа, крена и рыскания

.

• Использование магнитометра для улучшения качества данных по тангажу / крену

(в зависимости от текущего положения по рысканью).

ССЫЛКИ

Рис. 12: Результаты испытания на большой угол наклона — статическая стабильность; для низкого угла наклона

результаты испытаний

были очень похожи на эти

[1] Хён-Джик Лил, Сеул Юнг, Компенсация дрейфа гироскопического датчика Калмана

Фильтр

для управления мобильной роботизированной системой с перевернутым маятником, IEEE, IEEE

662

myGyroscope в App Store

«myGyroscope» — это инструмент для измерения (в реальном времени) скорости вращения, углов крена / тангажа / рыскания, навигационных данных, как настоящий гироскоп + спутниковая навигационная система (GPS).
Активация функции «записи» «myGyroscope» сохранит в файл:
— мгновенные значения скорости вращения вокруг осей X, Y, Z (с помощью внутреннего гироскопа прибора)
— крен, тангаж, рыскание углов (с помощью внутреннего гироскопа устройства)
— минимальное и максимальное значения записанных угловых скоростей и общее угловое вращение
— данные ориентации (с использованием внутреннего компаса устройства)
— данные навигации (с использованием внутреннего GPS приемник)
— метка времени для каждой записанной информации (с использованием внутренних часов устройства)
Записанные данные отображаются прибором графически с возможностью фильтрации нежелательных компонентов и возможностью сохранения визуализированных диаграмм в «Фотоальбоме» устройство (как изображение в формате JPG).
Используя функцию масштабирования / панорамирования, вы можете просматривать, сохранять и отправлять по электронной почте только интересующие детали визуализированных диаграмм.
Все записанные данные сохраняются в текстовом файле (UTF8). Текстовый файл может быть:
— отправлен с помощью почтового клиента, интегрированного с «myGyroscope»
— передан и импортирован в обычное программное обеспечение для анализа для MAC / ПК (например, Numbers, Excel, Text Editor и т. Д. …) с использованием » Общий доступ к файлам iTunes »или« Открыть в »

Особенности:
— Измерение скорости вращения
— Измерение углов крена, тангажа, рыскания
— Запись для ориентации и навигации для каждого измерения скорости вращения вокруг трех осей X, Y, Z
— Расчет общего углового поворота
— Расчет минимальной и максимальной скорости вращения вокруг осей X, Y, Z
— Данные записываются в текст.csv (UTF8 — записанные данные представляют собой символы с разделителями «;»)
— Записанные данные с географической привязкой
— Графики записанной скорости вращения вокруг осей X, Y, Z
— Масштабирование и панорамирование для визуализированных диаграмм
— Возможность сохранения визуализированные диаграммы в «Фотоальбоме» устройства
— Возможность отправлять по электронной почте или совместно использовать, используя «Общий доступ к файлам iTunes» или «Открыть в», записанные данные
— Фильтры для диаграмм (графики могут быть отфильтрованы для лучшего просмотра только требуемых данных)
— СИГНАЛИЗАЦИЯ о чрезмерной скорости вращения с регулируемым порогом и звуковым сигналом
— Непрерывная запись с настраиваемым временным окном: от последних 5 секунд до последних 30 минут («myGyroscope» автоматически удалит самые старые данные )
— Запись ДАТЫ и ВРЕМЕНИ для каждых записанных данных (метка времени)
— Записанные скорость вращения, крен, тангаж, рыскание, ориентация, данные навигации и соответствующие дата / время (для каждого записанного значения) будут сохранены в текстовом файле. «.csv «(«; «символ с разделителями)
— Функция» CALIBRATE «для калибровки измерительного прибора
-» ITunes File Sharing «: все записанные данные могут быть скопированы на MAC / ПК с помощью программного обеспечения iTunes.
-» Открыть In »для обмена записанными данными (файл .csv UTF8) с Dropbox или другими установленными приложениями.
— Графический просмотр Reltime (полный экран) для записанных значений (во время измерения)
— Статический графический просмотр (полный экран) для мгновенных значений записано (для анализа)
— AirPrint для печати визуализированных диаграмм непосредственно с помощью приложения «myGyroscope» (с функцией экономии чернил)

Битва между MEMS и FOG за точное наведение

Волоконно-оптические гироскопы (FOG), которые раньше были недорогими эквивалентами других технологий, таких как кольцевые лазерные гироскопы (RLG), имеют новую конкуренцию.Гироскопы с микроэлектромеханическими системами (MEMS) начинают отнимать долю рынка у традиционных приложений FOG. В частности, стабилизация антенной решетки, управление сельскохозяйственными машинами и общая навигация транспортных средств — вот поля битвы, на которых сталкиваются MEMS и FOG.

Чтобы определить сходство между двумя технологиями для использования в навигационных приложениях, проводится сравнение избранных гироскопов MEMS высшего класса с гироскопами FOG низкого уровня. Навигационное программное обеспечение и тестовые примеры — это элементы управления, используемые в анализе, чтобы определить, действительно ли МЭМС готовы к работе на уровнях тактических навигационных характеристик.

МЭМС для точного наведения

В последние несколько лет в навигационной отрасли наблюдается рост популярности МЭМС благодаря улучшенным характеристикам ошибок, устойчивости окружающей среды, увеличенной пропускной способности, улучшенной чувствительности g и увеличению доступности встроенных вычислительных мощностей, которые могут выполнять расширенные функции синтеза и ошибок датчиков. алгоритмы моделирования.

Появляются новые рынки точных инерциальных навигационных систем (INS), и технология MEMS также выходит на рынки, на которых ранее доминировала технология FOG.Очевидный переход от технологии FOG к технологии MEMS происходит в приложениях для стабилизации антенных решеток.

Приложения для управления машинами также могут извлечь выгоду из достижений в технологии MEMS. Традиционно пользователи тяготели к навигационным системам FOG или RLG стоимостью более 30 000 долларов, поскольку их характеристики были в 20 раз более точными и надежными, чем типичная навигационная система MEMS стоимостью 1 000 долларов. Прецизионное сельское хозяйство и UGV / UAV / USV — два примера приложений, которые могут значительно выиграть от улучшений недорогой MEMS-навигации.

Оборудование для навигации в реальном времени

Навигационная система, использованная в этой работе, была разработана для обеспечения высокоскоростной передачи данных по двигателю, который затем стабилизировал антенную решетку на крыше транспортного средства. Целью антенной решетки было поддержание связи с геостационарным спутником.

Навигационная система использовалась в качестве пристегнутого навигатора INS / GNSS, который обеспечивал высокоскоростные позиции и скорости. Данные инерциального измерительного блока (IMU) поступали в навигационный фильтр с частотой 1000 Гц, и эти пакеты данных использовались для прогнозирования решения по местоположению, скорости и ориентации.Координаты, скорости и направления GNSS, полученные с помощью двух антенн, использовались в качестве обновлений для навигационного фильтра. Когда GNSS не было доступно, для инициализации курса использовался магнитометр. Барометр также использовался для определения высоты.

Специальные процедуры калибровки выполнялись параллельно с навигационным фильтром. Эти процедуры калибровали магнитометр, смещение установки двойной антенны, смещение крепления IMU и уровень вибрации транспортного средства для определения статического периода.

Система была разработана для работы в двух конфигурациях оборудования. Первая конфигурация состояла из двух FOG (для углов курса и тангажа), одного гироскопа MEMS (для крена), трехосного акселерометра MEMS, трехосного магнитометра MEMS и барометра MEMS с общей стоимостью оборудования датчика (BOM) стоимостью около 8000 долларов за небольшие объемы.

Вторая конфигурация содержала три гироскопа MEMS (для всех углов ориентации), тот же трехосный акселерометр MEMS, трехосный магнитометр MEMS и барометр MEMS, что и предыдущая конфигурация, с общей стоимостью около 1000 долларов США для малых объемов.Цены на эти системы могут колебаться в зависимости от рыночных условий и объема, но обычно FOG в восемь-десять раз дороже, чем MEMS.

Гироскопы и акселерометры MEMS, выбранные для этой конструкции, обладают очень хорошей стабильностью смещения, ортогональностью, чувствительностью g и полосой пропускания в пределах своего ценового класса. Основным ограничением этой системы является требование высокой пропускной способности. Многие акселерометры MEMS предлагают широкую полосу пропускания, но гироскопы MEMS обычно имеют полосу пропускания 100 Гц или меньше.Это нормально для типичной автомобильной навигации, но приложение, для которого была разработана эта система, должно было обеспечивать управление высокой скоростью. Кроме того, доступно несколько гироскопов MEMS, которые обеспечивают хорошую стабильность смещения, но имеют уменьшенную полосу пропускания или высокий уровень шума. Гироскопы MEMS, выбранные для этой системы, сбалансировали полосу пропускания и производительность. Фактические характеристики выбранной МЭМС приведены в таблице 1.

Таблица 1. Технические характеристики MEMS IMU (ADIS16485)
Мероприятие Значение Квартир
Гироскопы
Пропускная способность 330 Гц
Нестабильность смещения 6.25 град / час
Угловое случайное блуждание 0,3 град / кв.рт (час)
г -чувствительность 0,009 град / с / г
Акселерометры
Пропускная способность 330 Гц
Нестабильность смещения 32 мкг
Случайное блуждание скорости 0.023 м / сек / кв (час)

Скорость внедрения инерциальных МЭМС растет. В результате были вложены значительные средства в развитие технологии.

Гироскопы MEMS, используемые в этой системе, имеют многоядерную архитектуру, которая обеспечивает оптимизированный баланс стабильности, шума, линейности и линейных характеристик. Полностью дифференциальные четырехкамерные резонаторы тесно сочетаются с высокопроизводительной системой обработки сигналов на кристалле, в результате чего требуемый диапазон отклика резонатора сводится к высоколинейной области, а также обеспечивается высокая степень подавления вибрации.

С гироскопами MEMS и акселерометрами, интегрированными в многоосевой IMU (см. Рисунок 1), потенциально доминирующим источником ошибок является ортогональность датчиков по осям x / y / z. Обычно это указывается либо как поперечная чувствительность, либо как смещение. Довольно типично видеть спецификацию чувствительности по поперечной оси ± 2%. Субъект IMU этой системы имеет поперечную чувствительность 0,087% (ортогональность 0,05 °). Что еще более важно, эта спецификация выдерживает температуру в результате специальной калибровки устройства, выполняемой на заводе.Для заданной скорости вращения, например, по оси рыскания, ортогональные оси будут иметь выходную скорость, равную CrossAxisSensitivity × YawRate, даже когда на осях крена и тангажа нет реального вращения. Поперечная ошибка в 2% обычно приводит к тому, что сумматор внеосевого шума на порядок превышает собственный шум гироскопа; тогда как чувствительность IMU 0,087% здесь тщательно сбалансирована с собственным уровнем шума гироскопа.

Рис. 1. Конфигурация MEMS IMU (ADIS16485).

Доступная полоса пропускания и связанная с ней значимость для возможности согласования фаз по осям также важны для многоосных конструкций.Некоторые структуры гироскопа имеют ограниченную полосу пропускания, связанную с общим шумоподавлением, в то время как другие имеют ограниченную полосу пропускания (обычно ниже 100 Гц) в результате обработки датчика, используемого в электронике обратной связи. Это может привести к дополнительным фазовым ошибкам, возникающим на пути сигнала датчика, особенно в фильтре Калмана. Имея доступную полосу пропускания 330 Гц и встроенную и настраиваемую систему фильтрации, MEMS IMU обеспечивает хорошо сбалансированный подход к минимизации общих источников ошибок и позволяет оптимизировать ошибки для конкретной системы с помощью встроенной фильтрации даже в полевых условиях.

Основные датчики, используемые в этом MEMS IMU, обладают неотъемлемыми преимуществами в подавлении вибрации, а также в линейности, что делает их характеристики не только подходящими для высокодинамичных приложений, но и особенно надежными и предсказуемыми в экстремальных условиях окружающей среды.

Противотуманные газы, использованные в этой конструкции, были выбраны на основе сочетания цены, производительности и размера. Ширина полосы пропускания, стабильность смещения и уровень шума ВОГ были определяющими факторами при окончательном выборе датчиков.Важные рабочие параметры приведены в таблице 2. ВОГ имеют лучшую стабильность смещения и значительное улучшение углового случайного блуждания по сравнению с МЭМС.

Таблица 2. Технические характеристики FOG (uFors-6U)
Показатели эффективности Значение Квартир
Гироскопы
Пропускная способность 1000 Гц
Нестабильность смещения 3 град / час
Угловое случайное блуждание 0.1 град / кв.рт (час)

Программное обеспечение для навигации

Программное обеспечение для навигации в реальном времени обработало решение на частоте 1000 Гц и использовало традиционную механизацию БИНС с обновлениями измерений. Обновления измерений поступали из различных источников, в том числе:

  1. Положение и скорость GNSS
  2. Обновления заголовка с двумя антеннами
  3. Обновления заголовка магнитометра
  4. Обновления высоты барометра
  5. Дополнительные обновления скорости от автомобиля OBDII

Каждое обновление использовалось для исправления отклонения решения только для INS, но сами обновления могли прерываться или быть неточными.

Обновления курса с двумя антеннами имеют хорошую точность, но подвержены многолучевости. Таким образом, обновление курса с двумя антеннами было надежным только в открытом небе. То же самое можно сделать для оценок положения и скорости, поступающих от приемника GNSS, также использующего SBAS.

На оценку курса с помощью магнитометра могут повлиять большие углы наклона из-за плохой вертикальной наблюдаемости во время калибровки. Магнитометры также могут быть неточными для других черных металлов, например, при движении рядом с другими транспортными средствами.Таким образом, магнитометр использовался, чтобы помочь инициализировать систему, когда GNSS была недоступна, или помочь уменьшить смещение курса во время очень длительных периодов простоя GNSS (например, 20 минут).

Барометр использовался для определения высоты, когда GNSS была недоступна или неточна. Обновления скорости использовались для предотвращения смещения скорости без обновлений GNSS, особенно в продольном направлении. Эти обновления скорости также помогли снизить неопределенность местоположения решения, что помогло отклонить неправильные обновления местоположения GNSS.Все навигационное программное обеспечение было разработано для обеспечения точных результатов в любых условиях GNSS.

Тесты навигации

Чтобы правильно сравнить обе системы, было разработано три тестовых теста навигации на уровне системы:

  1. Открытое небо с хорошими сигналами GNSS для оценки точности крена, тангажа и курса.
  2. Сценарии многолучевого распространения GNSS, например, в городских районах города, где решение GNSS может быть низкого качества из-за высоких зданий. Целью этого теста было сравнить характеристики отфильтрованного положения, которые также показали бы ошибки ориентации и скорости.
  3. Характеристики
  4. только для ИНС для оценки дрейфа ИНС в положении, который также отражает характеристики скорости и ориентации.

Результаты открытого неба

При наличии GPS и прямой видимости для нескольких спутников результаты определения местоположения и скорости были сопоставимы для обеих систем. Углы ориентации — крен, тангаж и курс — были основными сравниваемыми навигационными параметрами, поскольку они в значительной степени определяются характеристиками гироскопа.

Таблица 3. Результаты определения положения открытого неба
ТУМАН МЭМС
Ошибка RMS по рулону (град.) 0,08 0,10
Среднеквадратичная ошибка шага (град.) 0,08 0,10
Среднеквадратичная ошибка курса (град.) 0,13 0.14

Ориентировочные характеристики были почти такими же, когда была доступна GNSS, с преимуществом около 5% для FOG.

Ухудшение результатов определения местоположения по GNSS

Следующий тест был разработан для сравнения двух систем при наличии многолучевого распространения GNSS. Траектория была проложена в центре Калгари, которая включала несколько очень узких переулков и медленное движение в транспортном потоке в окружении высоких зданий.

Акцент на производительность теперь может включать результаты позиционирования, поскольку гироскопы могут вносить большой вклад в производительность позиционирования при отсутствии качественных измерений GNSS.Результаты этого теста показывают, что две системы сопоставимы. Однако система FOG была примерно на 20-30% лучше.

На рис. 2 показан график решения только для GPS. Высокоточный GPS-приемник, использованный в этом тесте, испытывал некоторые значительные отражения сигнала при навигации по суровой траектории в центре города. Решение только с GPS имело погрешности до 100 метров.

Рисунок 2. Результаты только GPS с многолучевым распространением.

Интегрированное решение FOG красным цветом (рис. 3) четко показывает путь, пройденный транспортным средством, с точностью до 10 метров или лучше в центре города.

Рис. 3. Интегрированное решение FOG / GPS (FOG + GPS красный, только GPS синий).

Решение МЭМС, показанное на Рисунке 4 зеленым цветом, всегда находится в пределах 15 метров. Это решение более подвержено «затягиванию» из-за неправильных обновлений местоположения GNSS из-за более слабого взвешивания прогнозов INS.

Рис. 4. Интегрированное решение MEMS / GPS (MEMS + GPS зеленый, только GPS синий).

Чтобы помочь решению MEMS преодолеть неточные обновления GPS, были использованы дополнительные датчики.На рисунке 5 показано добавление OBDII в систему для определения скорости автомобиля.

Рис. 5. Интегрированное решение MEMS / GPS / OBDII (MEMS + GPS + OBDII зеленый, только для GPS синий).

Решение MEMS всегда находится в пределах 10 метров и может быть даже немного лучше, чем FOG без OBDII, как показано в увеличенном масштабе на Рисунке 6.

Рисунок 6. MEMS с OBDII (зеленый) по сравнению с FOG без OBDII (красный), только GPS в синем цвете.

Результат только для INS: пример и контрольные показатели

Последним сравнением двух систем был навигационный тест только для INS.Системы были объединены с использованием обновлений GNSS для открытого неба. Затем антенное соединение было удалено из обеих систем на 4,5 минуты, и отклонения положения использовались как индикаторы производительности. Пройденное расстояние за это время составило примерно 5500 метров.

На рисунке 7 показан обзор траектории. Прямая синяя линия показывает, где был отключен GPS, справа внизу и слева вверху, где он был снова подключен.

Рис. 7. Тестовый тракт только для INS.

Система FOG работала очень хорошо во время периода простоя GNSS с максимальным отклонением в семь метров, как показано на Рисунке 8.Типичная характеристика дрейфа системы FOG через пять минут была оценена как 25 метров, так что это конкретное отключение было немного лучше, чем типичная производительность.

Рис. 8. Дрейф только в режиме FOG.

Дрейф системы MEMS составил 75 метров после 4,5 минут без обновлений GNSS. По большей части этот дрейф был связан с ошибкой по маршруту, которая в основном связана с акселерометрами. Система MEMS была протестирована на типичный дрейф 75 метров после пяти минут без обновлений GNSS, что примерно в 3 раза больше, чем дрейф FOG.

Рис. 9. Дрейф только для МЭМС.

Обновление OBDII было добавлено в систему MEMS, и дрейф увеличен до менее 10 метров, или эквивалент решения FOG. Типичная эталонная производительность системы MEMS с OBDII дает дрейф положения примерно на 30 метров после пяти минут без обновлений GNSS, что также эквивалентно результатам эталонного тестирования FOG.

Рисунок 10. МЭМС с OBDII Drift.

Заключение

Битва между FOGS и MEMS является близкой, особенно сейчас, когда производительность MEMS приближается к уровням производительности тактического уровня FOG.У ВОГ все еще есть преимущество в производительности, но они в 10 раз дороже, чем МЭМС. Если GNSS доступна и цель приложения — работать в открытом небе, то MEMS может заменить некоторые низкопроизводительные FOG. Если приложение будет использоваться в ухудшенной среде GNSS, то MEMS также может заменить некоторые системы FOG за счет производительности от 20% до 30%.

Для автономной работы INS у FOG все еще есть преимущество, но если приложение может принимать обновления скорости транспортного средства или платформы, тогда систему MEMS можно заставить работать на том же уровне, что и автономная система FOG.

При постоянном развитии технологии MEMS, конкурентоспособных ценах и использовании других датчиков (например, OBDII) замена технологии FOG на MEMS в ближайшем будущем может продолжиться.

использованная литература

Гелб, А. «Прикладная оптимальная оценка». M.I.T. Наберите . Массачусетский Институт Технологий. Кембридж, Массачусетс, США, 1974.

Grewal, MS; Weill, LR; Эндрюс, AP.«Глобальные системы позиционирования, инерциальная навигация и интеграция». John Wiley and Sons, Inc., 2001, США.

Groves, PD. «Принципы GPS, инерциальных и мультисенсорных интегрированных навигационных систем». Artech House, 2008, Бостон, США.

Медич, Дж. С. «Стохастическая оптимальная линейная оценка и управление». McGraw-Hill, Inc., США, 1969.

Ню, X., С. Нассар, З. Сайед, К. Гудолл и Н. Эль-Шейми. «Разработка точного устройства

на базе MEMS

Инерциальная / GPS-система для наземной навигации.Труды ION GNSS 2006. Форт-Уэрт, Техас, США, 26-29 сентября 2006 г.

Шмидт, Г. «Тенденции в технологиях INS / GPS». Серия лекций RTO НАТО, RTO-EN-SET, Массачусетс, США, 2010 г.

Ског, И., «Недорогие навигационные системы — исследование четырех проблем». Докторская диссертация по обработке сигналов. KTH Electrical Engineering, Стокгольм, Швеция, 2009.

Точность сенсора смартфона варьируется от устройства к устройству в мобильных исследованиях: случай пространственной ориентации

Во-первых, мы описываем исключение подозрительных значений крена.Затем представлена ​​описательная статистика отклонений по тангажу и крену, а затем — статистический анализ, сравнивающий различные смартфоны.

Исключение значений крена при угле наклона 85 °

Значения крена, собранные при углах тангажа 85 °, были исключены из всех комбинированных анализов, поскольку они показали необычно большие отклонения от объективных значений. Отклонения от объективных значений крена составляли от — 28,5 ° до 55,7 ° (SD = 9,9 °) при углах тангажа 85 °. Отклонения от объективных значений крена для всех остальных углов тангажа составили -11.От 6 ° до 10,0 ° (SD = 1,8 °). Возможные объяснения и интерпретации этого качественного различия рассмотрены в разделе «Обсуждение». Основная гипотеза состоит в том, что угол 85 ° слишком близок к 90 °, при котором нет значимых значений для крена.

Влияние строительного материала RollPitcher

Мы проводили измерения с помощью двух RollPitcher, которые различались материалом, из которого они были изготовлены: из металла и другого из пластика. Чтобы оценить, влияет ли материал RollPitcher на измерение, мы выполнили ту же процедуру измерения на идентичных смартфонах в RollPitcher за короткое время.Это было выполнено с четырьмя разными смартфонами. Был рассчитан байесовский дисперсионный анализ повторных измерений с устройством RollPitcher в качестве переменной повторных измерений и отклонение высоты тона в качестве зависимой переменной. Фактор Байеса был BF 10 = 0,156, что не дало доказательств эффекта устройства, но умеренно свидетельствовало в пользу отсутствия различий. Величина эффекта коэффициента повторных измерений составляла η 2 = 0,0004, что указывает на то, что менее 0,1% дисперсии отклонений шага можно отнести к устройству RollPitcher.Результаты для отклонения валков были аналогичными для BF 10 = 0,136 и η 2 <0,001.

Отклонения тангажа и крена от объективных значений

Распределения отклонения измеренных датчиком значений тангажа и крена от объективных углов показаны на рис. 4. Распределения основаны на данных, собранных через браузер смартфонов. Среднее отклонение составляло 0,05 ° для тангажа в диапазоне от -17,8 ° до 8,1 ° (SD = 1,2 °). Для значений валков среднее отклонение составило 0.20 ° в диапазоне от -11,6 ° до 10,0 ° (SD = 1,8 °).

Рис. 4

Измеренные браузером отклонения собранных датчиком значений шага ( вверху, ) и значений крена ( внизу, ) от объективного положения смартфонов на всех устройствах

Распределения, основанные на данных из исходного приложения показаны на рис. 5. Дистрибутивы аналогичны собранным через браузер. Среднее отклонение составляло 0,05 ° для шага в диапазоне от — 5,71 ° до 3,48 ° (SD = 1.1 °). Для значений крена среднее отклонение составило 0,21 ° в диапазоне от -14,7 ° до 10,3 ° (SD = 2,0 °).

Рис. 5

Измеренные с помощью собственного приложения отклонения собранных датчиком значений шага ( верхний ) и значений крена ( нижний ) от объективного положения смартфонов на всех устройствах

Корреляция между значениями из в браузере и в собственном приложении было r = 0,91 для угла наклона и r = 0,90 для поворота. В целом результаты показывают высокое, хотя и не идеальное перекрытие между двумя режимами измерения.

Сравнение устройств и режима измерения

Байесовские повторные измерения Рассчитаны ANOVA для абсолютных отклонений значений тангажа и крена от объективных углов. Это позволяет сравнивать отклонение в обоих направлениях и устраняет возможность неточностей в обоих направлениях, чтобы компенсировать друг друга. Таким образом, это позволяет лучше сравнить неоднородность между устройствами и программным обеспечением. Фактором повторных измерений был режим измерения, т.е.е., собственное приложение или веб-браузер. 56 смартфонов были включены как промежуточный фактор. Результаты для значений отклонения шага показаны в таблице 2.

Таблица 2 Байесовские повторные измерения ANOVA абсолютных отклонений высоты тона

Неоднородности в отклонениях высоты тона, вызванные устройством смартфона, действительно продемонстрировали очень сильную поддержку влияния устройства смартфона с байесовским фактором BF 10 = 1,32 * 10 103 . Объясненная разница в отклонениях высоты звука устройством смартфона составила η 2 =.38. Кроме того, байесовский фактор для повторных измерений поддерживает разницу в отклонениях основного тона из-за режима измерения, BF 10 = 75,81, но объясненная дисперсия была очень маленькой с η 2 = 0,001. При включении смартфона в нулевую модель и вычислении байесовских факторов для добавления взаимодействия он показал очень сильную поддержку улучшения модели, BF 10 = 9,64 * 10 9 . Этот результат означает, что режим измерения, браузер vs.родное приложение, не повлияло на все устройства одинаково, при этом некоторые устройства показывают большие различия, чем другие. Средние абсолютные отклонения и их стандартные отклонения для значений высоты тона браузера показаны на рисунке 6.

Рис. 6

Средние абсолютные отклонения на основе браузера от объективных значений шага и их SD для смартфона

Результаты для байесовского анализа с повторными измерениями ANOVA значений отклонения крена показаны в таблице 3. Результаты для крена согласуются к тем, для подачи.Фактор Байеса для повторных измерений действительно предоставил доказательства против разницы в отклонениях крена из-за режима измерения, BF 10 = 0,08. Объясненная дисперсия была очень низкой с η 2 <0,001. Неоднородности в отклонениях крена из-за устройства смартфона действительно продемонстрировали очень сильную поддержку влияния устройства смартфона с байесовским фактором BF 10 = 1,73 * 10 136 . Объясненная дисперсия отклонений крена на смартфоне была выше по сравнению с отклонениями по тангажу η 2 =.57.

Таблица 3 Байесовские повторные измерения ANOVA абсолютных отклонений вращения

При включении смартфона в нулевую модель и вычислении байесовских факторов для добавления режима измерения и взаимодействия, основной эффект для режима измерения не улучшил модель. , BF 10 = 0,08, но взаимодействие снова произошло, BF 10 = 4,23 * 10 13 . Это означает, что для некоторых смартфонов режим измерения действительно меняет значения, но не в качестве основного эффекта.Средние абсолютные отклонения и их стандартные отклонения для значений рулона браузера показаны на рис.7.

Рис. 7

Средние абсолютные отклонения на основе браузера от объективных значений рулона и их SD для смартфона

Следующие анализы представлены только для измерений на основе браузера, потому что различия между измерениями в браузере и собственными измерениями были очень небольшими и данные браузера были доступны для всех устройств.

Линейная смешанная модель со смартфоном в качестве случайного эффекта была рассчитана для сравнения отклонений значений тангажа с отклонениями значений крена.Анализ подтвердил впечатление от описательных сюжетов. Отклонения от объективных значений крена были выше отклонений от значений тангажа в среднем на 0,36 °, t (3260) = 10,91, p <0,001, d = 0,28.

Гипотеза 3, последовательность отклонений в одном и том же смартфоне, была проверена с помощью ICC. Нас интересовало постоянство отклонений при измерении различных углов объектива. Для значений высоты тона неточности действительно показали умеренную степень согласованности внутри устройств, ICC =.26, стр. <0,001. Это означает, что отклонения измерения высоты тона внутри устройства были в некоторой степени постоянными в разных случаях измерения. Для значений рулона последовательность неточностей в устройствах была меньше, ICC = 0,07, p <0,001. Отклонения при измерении рулона были не такими стабильными в пределах измеряемых устройств.

Сравнение операционных систем и производителя

Для сравнения влияния операционной системы и производителей устройства на точность измерения были рассчитаны линейные смешанные модели со случайными перехватами для каждого устройства.Зависимой переменной всегда было абсолютное отклонение наклона, а угол, тангаж или крен были включены в качестве ковариаты. Поскольку было только одно устройство с ОС, отличной от Android или iOS, Nokia Lumia 950, анализ сравнивал только эти две операционные системы. ОС устройства показала связь с точностью измерения, t (52,94) = — 2,39, p = 0,021. Устройства iOS показали немного меньшие погрешности, но размер эффекта был очень маленьким с η 2 =.03. Средняя погрешность по тангажу и крену обеих операционных систем показана на рис. 8.

Рис. 8

Абсолютные браузерные отклонения тангажа и крена, агрегированные для операционных систем

Производитель устройства, например, Samsung, Apple, Huawei, не предсказал неточности в отклонении по тангажу или крену t (53,95) = — 0,174, p = 0,86.

Морская болезнь? Гироскоп стабилизирует качающиеся лодки, создавая прекрасное море для всех.

Пит Нолан провел своего 32-футового Contender через гавань Ньюпорта мимо волнолома, достаточно близко к буйу Белла, чтобы услышать лай морских львов и встать на кильватере только что… прошла яхта.

Поздним утром, вихрях и волнах, лодка покачивалась не более чем игрушкой для ванны. Затем капитан выключил мореплаватель. Неровная вода кружила вокруг лодки, раскачивая ее из стороны в сторону на 12–14 градусов.

Это резкое движение, известное как крен лодки, приводит к морской болезни.

Нолан, приехавший в город на яхт-шоу в Ньюпорте, покажет гостям, что такое ухабистая поездка — хотя они, вероятно, уже это знают, — а затем, как это может быть с Seakeeper.

Seakeeper, гироскопический стабилизирующий механизм, обещает оставить в прошлом морскую болезнь и избавить от морской болезни самых чувствительных или обеспокоенных неприятной одурманенностью. Он утверждает, что может устранить до 95% крена лодки, что он делает, борясь с физикой нестационарных волн с большей физикой.

Технология

Gyro на борту Seakeeper стабилизирует лодку, сводя к минимуму морскую болезнь и условия качания из стороны в сторону.

(Don Leach / Daily Pilot)

Popular Science описывает принципы гироскопа следующим образом:

«Гироскоп — это вращающееся колесо, называемое ротором, которое вращается вокруг оси.Ротор установлен между двумя кольцами, известными как карданы, которые вращаются вокруг своей оси. Это означает, что когда на карданы оказывается давление, ротор остается неизменным, что делает его полезным инструментом для измерения направления по компасу, а также углов тангажа, крена или рыскания ».

И в рекламных материалах Seakeeper говорится об этом: «Когда лодка катится, гироскоп наклоняется вперед и назад (прецессирует), создавая мощный гироскопический крутящий момент на левый и правый борт, который противодействует крену лодки».

Устройство размещается внутри блока, напоминающего морозильный ларь.Разработанный для моторных лодок, ряд моделей может дать ощущение спокойного моря на коммерческих и прогулочных лодках от 30 футов и выше. Самая маленькая модель Seakeeper3 — та, что находится внутри корабля Нолана — весит 550 фунтов и стоит около 27 000 долларов плюс установка.

Помощник по связям с общественностью Элисон Анузис сказала, что гироскопы давно используются для стабилизации лодок, но только недавно технология стала достаточно компактной, чтобы быть удобной для потребителей.

Пока что Seakeeper3 владеет лишь несколько человек — компания из Мэриленда отгрузила свои первые восемь единиц две недели назад, сказал Анузис.Демонстрационная команда представила устройство в ноябре на выставке лодок во Флориде.

Добавить комментарий

Ваш адрес email не будет опубликован. Обязательные поля помечены *

2019 © Все права защищены. Карта сайта