Форум » Дискуссии » Navigazija -inerzionalnaja ,astro,radio » Ответить
Navigazija -inerzionalnaja ,astro,radio
milstar: Инерциальная навигационная система AIRS AIRS (усовершенствованная инерциальная опорная сфера) самая точная из разработанных сегодня инерциальных навигационных систем (ИНС), и, возможно, она ставит точку в долгом процессе непрерывного совершенствования технологии ИНС. Эта сложная и дорогая ИНС третьего поколения, как характеризует ее д-р Чарльз Старк Дрейпер (Charles Stark Draper), ведущий специалист по разработке сверхточных инерциальных систем управления. Это означает дрейф ИНС менее чем на 1.5x10-5 градуса за час работы. Этот дрейф так мал, что вклад AIRS в КВО ракет Peacekeeper менее 1%, (т.е. даже идеальная система управления с нулевым дрейфом улучшит --------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------- точность попадания этой ракеты лишь на несколько метров). ----------------------------------------------------------------------------- Столь высокая стабильность параметров требуется в основном не при полете по баллистической траектории, а только для сохранения ориентации системы наведения на земле в течении ракетной тревоги, без необходимости внешней опорной ориентации при помощи прецизионного гирокомпаса. Большинство МБР требуют внешней эталонной системы для сохранения синхронизации ИНС с внешним миром до старта. Обратная сторона такой экстремальной точности - огромная сложность и стоимость. AIRS состоит из 19 000 деталей. В 1989 году один акселерометр, используемый в AIRS (всего их там три), стоил 300 000 долларов и требовал полгода на сборку. Очень мало приложений требуют одновременно такую точность управления и независимость от внешних референсных систем управления. Фактически, кроме стратегических межконтинентальных ракет, она не нужна нигде. Если исключить требование полной автономности, то чрезвычайно высокую точность можно получить и при гораздо меньшей цене и массе. Например, появившиеся спутниковые навигационные системы (GPS, GLONASS) позволяют иметь сантиметровый уровень точности в течении неограниченного периода времени с легким и недорогим приемником. Космические аппараты нуждаются в очень точной навигации, но достигают ее при внешнем управлении. Даже новые программы по системам наведения ядерного оружия показывают готовность пожертвовать автономностью ради стоимости и веса. Предложенная программа BIOS (система оптимизации бомбового удара), делающая бомбы B-61 корректируемыми, использует GPS взамен ИНС. Такая конкуренция со стороны систем внешнего позиционирования ведет к закату ИНС по изложенным выше причинам. Открытая AIRS. Видны гироскоп и акселерометр.Разобранная AIRS.Общий вид системы наведения, включая AIRS. Особенности. Самая оригинальная сторона в AIRS - она не содержит карданных подвесов. Смысл кардана состоит в том, что имея три оси вращения, подвешенная в нем платформа может свободно поворачиваться во всех направлениях (и таким образом, установленный на нем гироскоп будет сохранять свою изначально заданную ориентацию). AIRS содержит бериллиевую сферу, которая свободно плавает в жидком фторуглероде внутри внешней оболочки и потому вращается в любом направлении. Важность этого нововведения в том, что оно исключает стопор кардана (состояние, когда две из трех осей гироскопа выстраиваются на одну линию и делают невозможным трехмерное его вращение) и освобождает от ограничений на диапазон углов отклонения, присущих некоторым конструкциям рамок гироскопов. Температура жидкости поддерживается с очень высокой точностью путем переноса тепла от нее через силовую оболочку к охлаждаемым фреоном теплообменникам. Положение сферы контролируется тремя гидродинамическими клапанами, управляемыми инерциальными датчиками в сфере. Как и в остальных инерциальных системах, в сфере помещены три акселерометра и гироскопа. Акселерометр называется SFIR (особый интегрирующий датчик силы), и использует такой же метод как и PIGA (маятниковой интегрирующий гироакселерометр) ракет Minuteman II. SFIR/PIGA работают, измеряя скорость прецессии (и, соответственно, прикладываемую силу) гироскопа перпендикулярно его оси вращения. Гироскоп подвешен на газостатических подшипниках. Разработка. AIRS была по большей части эволюционной технологией. Основные идеи измерительных устройств (акселерометров и гироскопов) являются прямыми потомками ИНС более ранних МБР, таких как Minuteman II. Эти технологии были разработаны за период в 30 лет лабораторией Чарльза Старка Дрейпера (бывшая Инструментальная лаборатория MIT). Бескарданная плавающая сфера была задумана в Инструментальной лаборатории в конце 1950-х Филипом Боувичем (Philip Bowditch). Она была была развита в развертываемую систему Кеннетом Фертигом (Kenneth Fertig) под эгидой программы ВВС SABRE. В 1969 году программа по очень точной системе управления МБР была аннулирована, но возродилась как MPMS (система определения положения ракеты). Под этим названием она испытывалась в полете на Minuteman III в 1976 (как дополнение к "родной" ИНС Minuteman III NS-20 ). AIRS настолько точна, что ее можно было бы без труда использовать как эталон для оценки других ИНС. Развертывание. Ракеты Peacekeeper (MX) начали разрабатываться в феврале 1972. Военные требования для них предусматривали сильно возросшую точность, точность AIRS хорошо позиционировала ракету для нанесения удара. В мае 1975 AIRS перешла из лаборатории Дрейпера в Northrop для дальнейшей разработки. Там довели проект от ручной штучной лабораторной сборки до пригодного к массовому производству. Несмотря на годы работы, к июлю 1987 года Northrop Electronics Division успешно изготовил только небольшое число блоков ИНС. Ракеты MX начали накапливаться в шахтах без системы управления их полетом. Но к декабрю 1988 все 50 ракет MX получили блоки AIRS. Начиная с того времени, все их производство передано Autonetics Division, Rockwell International. Между 1998 и 2002 годами, 625 новых модулей управления AIRS были закуплены и помещены в существующие ракеты Minuteman III, дав им точность, сравнимую с точностью Peacekeeper'а (КВО 110 м). По материалам The High Energy Weapons Archive foto na linke http://nweapon.virtbox.ru/delivery/usa/missiles/airs.htm
milstar: и по новой программе, которая будет с 2020 по 2030 год, мы выходим на так называемый "Глонасс-ВКК" (высокоэллиптический космический комплекс). https://tass.ru/interviews/9341145
milstar: ПЕРВЫЙ СПУТНИК ВЫСОКООРБИТАЛЬНОГО СЕГМЕНТА ГЛОНАСС ЗАПУСТЯТ В 2025 ГОДУ Создание высокоорбитального сегмента системы ГЛОНАСС стартует в 2021 году, первый запуск по программе намечен на 2025 год. Об этом в интервью ТАСС рассказал генеральный конструктор системы Сергей Карутин. "Для удовлетворения потребностей потребителей в качественных услугах с помощью новых кодовых сигналов в 2021 году начнется создание высокоорбитального космического комплекса ГЛОНАСС с запуском первого спутника в 2025 году", - отметил Карутин. По словам генконструктора, полное развертывание сегмента завершится к концу 2027 года. Карутин уточнил, что сегмент будет состоять из шести космических аппаратов в трех плоскостях. В результате точность навигации в Восточном полушарии будет повышена на четверть. Генконструктор пояснил, что "в качестве основы для построения высокоорбитального космического комплекса будет использоваться прекрасно зарекомендовавшая себя платформа спутника "Глонасс-К". Развертывание такого сегмента группировки, добавил Карутин, необходимо из-за роста потребностей в навигационных услугах в сложных условиях.
milstar: https://www.jhuapl.edu/Content/techdigest/pdf/V28-N04/28-04-Bezick.pdf JOHNS HOPKINS APL TECHNICAL DIGEST, VOLUME 28, NUMBER 4 (2010)331----INTRODUCTIONInertial navigation has been a key element of missile system design since the 1950s. Traditionally, the focus has been on strategic- and precision-strike systems. In these applications, terminal-position accuracy is the primary objective of the navigation system. In guided missile systems in which a terminal seeker is used to sense and track an air or ballistic missile threat, a criti-cal function of the inertial navigation system (INS) is to provide accurate seeker-attitude information and, there-fore, allow accurate pointing of the seeker for acquisition Inertial Navigation for Guided Missile Systems
milstar: http://acc.igs.org/repro3/TX_Power_20190711.pdf GPS and GLONASS Satellite Transmit Power: Update for IGS repro3
milstar: https://secwww.jhuapl.edu/techdigest/Content/techdigest/pdf/V28-N04/28-04-Bezick.pdf Inertial Navigation for Guided Missile Systems
milstar: The AIRS (Advanced Inertial Reference Sphere) is the most accurate inertial navigation (INS) system ever developed, and perhaps marks the end of a long process of continuous refinement of INS technology. This immensely complex and expensive INS unit has "third generation" accuracy as defined by Dr. Charles Stark Draper, the leading force in the development of hyper-accurate inertial guidance. This translates into INS drift rates of less than 1.5 x 10^-5 degrees 0.000015 per hour of operation. ################################################################### This drift rate is so low that the AIRS contributes on the order of only 1% of the Peacekeeper missile's inaccuracy, ########################## 1 метр на 10 000 км дальности и 30 минут полёта and is thus effectively a perfect guidance system (i.e. a zero drift rate would not measurably improve the Peacekeeper's performance). Very little of the precision of this guidance system is even exploited during a ballistic missile flight, it is mostly used simply to maintain guidance system alignment on the ground during missile alert without needing an external reference through precision gyrocompassing. Most ICBMs require an external alignment system to keep the INS in synch with the outside world prior to launch. The AIRS is probably as good as any INS for ICBM guidance needs to get. The penalty for this extreme level of accuracy is tremendous complexity and cost. The AIRS has 19,000 parts. In 1989 a single accelerometer used in the AIRS (there are three) cost $300,000 and took six months to manufacture. https://nuclearweaponarchive.org/Usa/Weapons/Airs.html
milstar: GG1320AN Digital Ring Laser Gyroscope An affordable high performance gyroscope with the electronics, power supply, and sense element packaged into an easy to use compact unit. https://aerospace.honeywell.com/us/en/products-and-services/product/hardware-and-systems/sensors/gg1320an-digital-ring-laser-gyroscope GG1320AN Digital Laser Gyro The Honeywell GG1320 Digital Laser Gyro is an affordable single axis inertial sensor with the electronics and ring laser gyro packaged into an easy to use compact unit. Its digital I/O enables integration into almost any system, which is illustrated by its use in a variety of applications including inertial navigation and platform pointing and stabilization. This industry standard navigation grade gyro benefits from Honeywell's four decades of ring laser gyro development. The result is a reliable and cost effective sensor for inertial sensing requiring accuracy and integrity. System Specifications* Size Height 1.77" (4.5 cm) Diameter 3.45" (8.8 cm) Bias Stability • 0.0035 deg/hr (typical) ------------------------------------- Weight 1 lb. (454 grams) Angular Random Walk (ARW) • 0.0035 deg/root-hour (typical) ----------------------------------- Start-Up Time 1 second (typical)
milstar: Missile Navigation Modern day smart munition systems utilize INS and ring laser gyroscopes. Often, GPS is unavailable or unreliable in battlefields as GPS spoofing and tampering technologies are becoming more advanced. Guided munitions like missiles and artillery shells are also very weight sensitive as they must fly through the air long distances. That is why small RLGs and INS are perfect for battleground environments. Some specific examples that have started using INS systems are the Tomahawk cruise missile and M982 Excalibur. In particular, the M982 Excalibur is a 155mm guided round that experiences over 10,000 times the force of gravity during its journey. To take on this challenge, Honeywell, one of the world’s top RLG producers, has utilized Micro Electro-Mechanical Systems (MEMS) to create an INS with RLGs (HG1930 Gun Hard IMU) that can withstand 20,000 times the force of gravity. Another example of a Honeywell INS is the HG1900 IMU and the HG1700. Both of these are under two pounds and utilized in guided bombs like the Paveway IV and Joint Direct Attack Munition (JDAM). https://www.findlight.net/blog/ring-laser-gyroscopes-for-inertial-navigation-and-transportation-systems/
milstar: The AN/WSN-7 offers accuracy of one nautical mile deviation over 24 hours https://www.militaryaerospace.com/sensors/article/14038770/shipboard-navigation-ring-laser-gyro 37 metrow za chas
milstar: https://www.hse.ru/data/2015/03/22/1327866584/D%3A%5C%D0%A1%D1%82%D0%B0%D1%82%D1%8C%D0%B8%20%D0%BA%D0%BE%D0%BD%D1%84%5C50%20years%20LG%5C50%20%D0%BB%D0%B5%D1%82%20%D0%9B%D0%93.pdf и крена, ° Погрешность определения истинного курса, ° – 1 0,1+0,01t 0,05 – – Современное состояние рынка ИИМ на ЛГ Сегодня производители ЛГ редко поставляют на рынок отдельные ЛГ. Как правило, конечным продуктом является инерциальный измерительный модуль (ИИМ) или готовая система. Рассмотрим подробнее рынок ИИМ, опираясь на исследования Yole Développement [21]. Производство инерциальных измерительных модулей является крупным сектором промышленности, где традиционно доминируют оборонные и аэрокосмические применения. 2011 год был стабильным годом для ИИМ с объемом рынка 1,75 млрд. $ (рис. 13). а) б) Рис. 13. а) Доля различных производителей на рынке ИИМ; б) объем рынка гироскопов по годам Как видно из рис. 13, а, наибольшая часть современного рынка ИИМ обеспечивается небольшим числом ведущих зарубежных компаний: Honeywell, Northrop Grumman и Sagem, которые являются явными лидерами. Однако выходят на рынок и другие новые производители, предлагая, прежде всего, недорогие ИИМ на базе МЭМС. Класс высокоточных инерциальных датчиков, к которым относится в первую очередь ЛГ, является динамичным сегментом рынка, так как все большее число конечных приложений требует наличия систем стабилизации, наведения или навигации. В 2011 году рынок высокоточных гироскопов был оценен в 1,29 млрд. $, показав рост на 4,3% годовых, и, как ожидается, он достигнет 1,66 млрд. $ к 2017 году (рис. 13, б). Стоит отметить, что такой прирост во многом обеспечивается популярностью ВОГ и МЭМС- гироскопов, которые из года в год улучшают свои характеристики. Для того чтобы определить место ЛГ среди всего многообразия сенсоров, предлагаемых на рынке, обратимся к гистограмме на рис. 14.
milstar: 1 XIII ВСЕРОССИЙСКОЕ СОВЕЩАНИЕ ПО ПРОБЛЕМАМ УПРАВЛЕНИЯ ВСПУ-2019 Москва 17-20 июня 2019 г. УДК 531.383 ПЕРСПЕКТИВЫ ГИРОСКОПИИ В.Г. Пешехонов АО «Концерн «ЦНИИ «Электроприбор» Россия, 197046, Санкт-Петербург, ул. Малая Посадская, 30. E-mail: office@eprib.ru Только высокоточные (случайный дрейф порядка 10–3 град/час1) поплавковые ги- роскопы и прецизионные (случайный дрейф порядка 10–4 град/час) электростатические гироскопы пока не имеют альтернативы, но из последующего материала следует, что альтернативы готовятся. Оценки показывают [2], что имеется потенциальная возможность дальнейшего снижения случайного дрейфа ВОГ до уровня 10–4 град/час и менее. По этой причине, а также благодаря большому рабочему ресурсу БИНС на ВОГ представляют интерес для морских и космических применений, несмотря на то что нестабильность масштабного коэффициента ВОГ на порядок больше, чем у ЛГ. Только одна французская компания iXBlue поставляет БИНС на ВОГ флотам 18 стран.
milstar: https://secwww.jhuapl.edu/techdigest/Content/techdigest/pdf/V28-N04/28-04-Bezick.pdf
milstar: Inertial Navigation Articles What is an Inertial Navigation System? An inertial navigation system (INS) is a self-contained device consisting of an inertial measurement unit (IMU) and computational unit. The IMU is typically made up of a 3-axis accelerometer, a 3-axiss gyroscope and sometimes a 3-axis magnetometer and measures the system's angular rate and acceleration. The computational unit used to determine the attitude, position, and velocity of the system based on the raw measurements from the IMU given an initial starting position and attitude. How does an Inertial Navigation System (INS) work? As we mentioned above an inertial navigation system (INS) uses an inertial measurement unit (IMU) consisting of accelerometers, gyroscopes, and sometimes magnetometers. The gyroscope and magnetometer provide an INS system with the same contributions that they provide to an AHRS. The gyroscope angular rate measurements are integrated for a high-update rate attitude solution, while the magnetometer (if used) provides a heading reference similar to a magnetic compass. More information regarding the contribution of these sensors can be found in Section 1.6 of the Inertial Navigation Primer. Litton-LN3 Figure 1: Litton LN-3 Inertial Navigation System The computational unit is responsible for recording all inertial measurements and performing the necessary calculations, typically through the used of advanced Kalman filtering to determine attitude, velocity and finally position. The following sections will dive into the calculations necessary to determine attitude, velocity and position based on measurements from the IMU and also discuss the various specifications for the sensors and how they impact the overall accuracy of the INS. If you want to learn more about Kalman filtering please refer to Section 2.8 in our Inertial Navigation Primer. ATTITUDE The attitude of a system is calculated by integrating angular rate (angular velocity) as measured by the gyros over a defined time period. For the purposes of this analysis, we consider single-axis motion, as the non-linear coupling of attitude makes multi-axis analysis impossible in the general case. The equation for a measured angular rate for a single axis can be represented with error sources as follows: w~=(1+k)wt+bg+ηg(1) where w~ is the measured angular rate, wt is the true angular rate, k is the scale factor error, bg is the time-varying bias, and ηg is the random Gaussian noise (defined by the angle random walk (ARW) specification). VELOCITY AND POSITION Unaided inertial navigation, also known as dead-reckoning, requires extremely accurate inertial sensors to provide suitably accurate position and velocity estimation for navigation purposes. A variety of error sources within the inertial sensors measurements themselves lead to unbounded error growth in the INS navigation solution, such as bias, noise, scale factor errors, misalignments, temperature dependencies, and gyro g-sensitivity. The performance of the gyro typically dominates the position errors when performing a pure integration of inertial sensors. The accelerometers in an INS system measures both the system's linear acceleration due to motion and the pseudo-acceleration caused by gravity. To obtain the system's linear acceleration due to motion, the pseudo-acceleration caused by gravity must be subtracted from the accelerometer measurement using estimates of the system's attitude. The resulting linear acceleration measurement can then be integrated once to obtain the system's velocity and twice to obtain the system's position. However, these calculations are heavily dependent on the INS maintaining an accurate attitude estimate, as any error in the attitude causes an error in the calculated acceleration, consequently causing errors in the integrated position and velocity. The velocity error is found by integrating the acceleration and adding that to an initial velocity error at the start of the integration: Verr=Verr0+∫t0(a~−at)dt(2) Expanding the equation we can arrive at the following: Verr=Verr0+kΔV+bat+(VRW)t√+g[12bgt+23(ARW)t32](3) Where: VRW: Velocity Random Walk ARW: Angular Random Walk ba : Accel Bias bg : Gyro Bias Finally, a solution for position error has been found that factors all significant sources of error found in inertial navigation. As a reminder, this solution takes into account a linear acceleration in the purely horizontal axis. Removing the last component in the equation would result in a solution based on vertical linear acceleration. This position integration result shows why most INS systems are assessed initially on their gyro performance, particularly the in-run bias stability: the positioning errors proportional to the gyro bias grow as a function of time cubed! See more in Section 3.3, INS Error Budget, to learn about how the performance specifications of accelerometers and gyroscopes relate to the positioning and velocity estimate accuracies. WRAPPING UP We have highlighted the contributions of the various significant error sources to estimating the position error growth for an unaided inertial navigation solution. The table below presents the typical parameters for the various grades of inertial sensors available. Table 1 : Error Terms by Sensor Grade GRADE ACCELEROMETER BIAS (mg) VELOCITY RANDOM WALK (m/s/hr−−√ ) GYRO BIAS (deg/hr) ANGLE RANDOM WALK (deg/hr−−√ ) Consumer 10 1 100 2 Industrial 1 0.1 10 0.2 Tactical 0.1 0.03 1 0.05 Navigation 0.01 0.01 0.01 0.01 Using the data from the table above we can then estimate the position error grow, or drift, over time for the various grades of inertial sensors. As can be seen below a consumer grade device’s, something like that found in your smart phone, position error will have grown to 400m within 1 minute while a tactical grade device will have only accumulated 5m of position error. Table 2 : INS Errors Over Time by Sensor Grade GRADE/TIME 1 s 10 s 60 s 10 min 1 hr Consumer 6 cm 6.5 m 400 m 200 km 39,000 km Industrial 6 mm 0.7 m 40 m 20 km 3,900 km Tactical 1 mm 8 cm 5 m 2 km 400 km Navigation <1 mm 1 mm 50 cm 100 m 10 km https://www.vectornav.com/resources/inertial-navigation-articles/what-is-an-ins ########################## GG1320AN Digital Ring Laser Gyroscope An affordable high performance gyroscope with the electronics, power supply, and sense element packaged into an easy to use compact unit. https://aerospace.honeywell.com/us/en/products-and-services/product/hardware-and-systems/sensors/gg1320an-digital-ring-laser-gyroscope GG1320AN Digital Laser Gyro The Honeywell GG1320 Digital Laser Gyro is an affordable single axis inertial sensor with the electronics and ring laser gyro packaged into an easy to use compact unit. Its digital I/O enables integration into almost any system, which is illustrated by its use in a variety of applications including inertial navigation and platform pointing and stabilization. This industry standard navigation grade gyro benefits from Honeywell's four decades of ring laser gyro development. The result is a reliable and cost effective sensor for inertial sensing requiring accuracy and integrity. System Specifications* Size Height 1.77" (4.5 cm) Diameter 3.45" (8.8 cm) Bias Stability • 0.0035 deg/hr (typical) ------------------------------------- Weight 1 lb. (454 grams) Angular Random Walk (ARW) • 0.0035 deg/root-hour (typical) ----------------------------------- Start-Up Time 1 second (typical)
milstar: https://ntrs.nasa.gov/api/citations/20170004590/downloads/20170004590.pdf
milstar: 1.Standing on the shoulders of our predecessors, Honeywell engineers have continued to make significant improvements to the RLG design over the years. For example, advanced digital electronics have improved the gyro’s accuracy to point where it typically “drifts” only 0.0035 degrees per hour, which equates to about a mile of drift per hour of flight. -------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------- https://aerospace.honeywell.com/us/en/about-us/blogs/the-still-amazing-honeywell-ring-laser-gyroscope https://aerospace.honeywell.com/content/dam/aerobt/en/documents/learn/products/sensors/brochures/GG1320ANDigitalLaserGyro-bro.pdf 2. the positioning errors proportional to the gyro bias grow as a function of time cubed! ------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------- 1 mile =1609m ,1 hours=3600 sec 0.01 60sec 0.5 metr 0.0035 ... https://www.vectornav.com/resources/inertial-navigation-articles/what-is-an-ins https://www.cl.cam.ac.uk/techreports/UCAM-CL-TR-696.pdf https://www.imar-navigation.de/downloads/papers/inertial_navigation_introduction.pdf
milstar: БЕСПЛАТФОРМЕННЫЕ ИНЕРЦИАЛЬНЫЕ НАВИГАЦИОННЫЕ СИСТЕМЫ НА ОСНОВЕ ВОЛОКОННО-ОПТИЧЕСКИХ ГИРОСКОПОВ http://optolink.ru/documents/Publications/Our/%D0%98%D0%9D%D0%A12013-%D0%9E%D0%BF%D1%82%D0%BE%D0%BB%D0%B8%D0%BD%D0%BA-%D0%91%D0%98%D0%9D%D0%A1.pdf http://optolink.ru/ru/publications_rus
milstar: https://www.ncbi.nlm.nih.gov/pmc/articles/PMC5677445/ 3.2.3. Recent Advances in RLGs In the last ten years, important recent advances in RLGs have been achieved. To improve the performance of this kind of gyroscopes, different solutions have been proposed. In 2007, Cai et al. [24] developed soft magnetic alloys that exhibited high strength to external stresses and to large temperature changes, allowing a wide temperature operating range for a four-mode ring laser gyro. They obtained a 0.01°/h zero excursion, with a 15-cm dimensioned differential laser gyro. In 2008, Mignot et al. [25] reported for the first time the experimental achievement of a single-frequency ring-laser gyroscope, using a diode-pumped half-vertical-cavity semiconductor-emitting laser structure as a gain medium. The experimental setup had an overall perimeter of 50 cm. They obtained a scale factor of 716 Hz/(°/s). In 2009, Schwartz et al. [26] could suppress nonlinear couplings induced by crystal diffusion and spatial inhomogeneities of the gain over a broad range of angular velocities in a solid-state ring laser gyro. The result was obtained by vibrating the gain crystal at 168 kHz and 0.4 µm along the cavity axis. The solid-state RLG used was made of a 22 cm long ring cavity, containing a 3 mm long diode-pumped Nd:YAG crystal. They showed that the level of angular random-walk noise in presence of mechanical dithering depends only on the quality of the cavity mirrors. The scale factor of the considered ring laser gyro was about 754 Hz/(°/s). Large ring lasers can exceed the performance of navigational gyroscopes by several orders of magnitude. In [27], it is reported that an ultralarge ring He–Ne ring laser gyroscope (UG-2, 39.7 × 21 m2) has been built under ground. Earth rotation is sufficient to unlock it, with a Sagnac frequency of 2.18 kHz. The residual Sagnac frequency error, caused by backscatter coupling, is measured as <2 parts in 108. The best stability achieved for an averaging time of about 2000 s. The scale factor is 7.67 × 105 Hz/(°/s). Direct dither control without external feedback was used in [28] in 2012 to avoid the lock-in effect for a ring laser gyro. A new design, that makes the system more compact and inexpensive, was proposed. Experiments showed that the accuracy using this method (ARW = 6.31 × 10−4°/√h and bias instability = 3.86 × 10−4°/√h) is nearly the same as that using the prior method with PZT as dither feedback. While the most prevalent design of a RLG is the active gyroscope, in [29] a “passive” gyroscope is shown, in which the sensing cavity is tracked using external laser beams. This design is free from the deleterious lock-in effect observed in active systems and could be constructed using commercially available components. The core of the gyroscope was a squared free-space optical cavity of 75 cm side length. A sensitivity of about 5.7 × 10−7 (°/s)/√(Hz) above 500 mHz was achieved. Recently, a modified expression for the Sagnac frequency of a large square ring laser gyro undergoing Earth rotation has been derived in [30]. The modifications include corrections for dispersion of the gain medium and the mirrors, for the Goos-Hanchen effect in the mirrors and for refractive index of the gas filling the cavity. The corrections were measured and calculated for the 16 m2 Grossring laser at the Geodetic Observatory Wettzell.
milstar: 5. Key Gyro Performance Factors In this section, five critical parameters for consumer grade gyros will be overviewed: (1) Angle Random Walk (ARW) (2) Bias Offset Error (3) Bias Instability (4) Temperature Sensitivity (5) Shock and Vibration Sensitivity 5.1. Angle Random Walk In the output of a gyro, there is always a broadband white noise element. Angle Random Walk describes the error resulting from this noise element and can be evaluated using the Allan Variance technique. Active elements of the gyro are the major contributors to random noise (laser diode and photo diode for optical gyroscopes and the vibrating beam and detection electronics for MEMS). Noise is one of the most important differences between optical and MEMS gyro performance, resulting in different precision and accuracy in measurements. 5.2. Bias Offset Error When input rotation is null, the output of the gyro could be nonzero. The equivalent input rotation detected is the Bias Offset Error. It is typically given at 25 °C for an ideal environment. Fixed errors, such as Bias Offset Error, can be easily corrected. 5.3. Bias Instability Bias Instability is the instability of the bias offset at any constant temperature and ideal environment. It can be measured using the Allan Variance technique. Bias instability introduces errors that may not be easy to calibrate. Its influence is greater on longer measurement periods, so Bias Instability is one of the most critical factors in the gyro selection process for applications that requires excellent accuracy over long time. 5.4. Temperature Sensitivity Gyro performance changes over temperature. A characterization of parameters such as noise, bias offset and scale factor over temperature is necessary to verify that gyro performance meets system targets. 5.5. Shock and Vibration Sensitivity Noise and Bias offset of gyros also degrade under vibration and shock input. Vibration performance is critical in many military and industrial applications, because of the presence of numerous factors such as engines or gunfire. https://www.ncbi.nlm.nih.gov/pmc/articles/PMC5677445/
milstar: Russia Fizoptika [98] FOGs Inertial Technologies JSC [99] RLGs, MIEA JSC [100] RLGs, OAO Polyus [101] RLGs Optolink Scientific Ltd. [102] FOGs Russian MEMS Association [103] MEMS gyroscopes https://www.ncbi.nlm.nih.gov/pmc/articles/PMC5677445/
milstar: HG9900 Inertial Measurement Unit https://aerospace.honeywell.com/us/en/products-and-services/product/hardware-and-systems/sensors/hg9900-inertial-measurement-unit HG9900 Inertial Measurement Unit The HG9900 is a high performance navigation-grade Inertial Measurement Unit (IMU) designed to meet the needs of a broad range of navigation, guidance and control applications. The HG9900 has been successfully deployed on a wide range of weaponry, UAVs, stabilized platforms and commercial applications. HG9900 IMU SYSTEM FEATURES Inertial Measurement Unit (IMU)" Honeywell GG1320 Digital Ring Laser Gyros Honeywell QA2000 Accelerometers Honeywell Smart Inertial Electronics Proven 0.8 nmi/hr performance Standard Interface Protocol SDLC RS-422 300 Hz filtered angular rate and linear acceleration (other frequencies available) 300 Hz compensated ΔVs and ΔΘs (other frequencies available) Interface Protocol Options Non-SDLC with and without differential strobe output SDLC clock output or input HG9900 IMU SYSTEM CHARACTERISTICS Size < 103 in3 (5.5 x 6.4 x 5.34” including connector & mounting holes) Weight < 6 lbs Power < 10 watts Thermal Operating Range -40°C to +71°C Gyro Operating Range ± 550 °/sec Accelerometer Operating Range Standard: ± 20 g Additional Options: ± 1.4 g, ± 30 g, ± 50 g, and ± 70 g Input Voltage 5, ±15 Vdc input Description The HG9900's three Ring Laser Gyroscopes (RLGs), three Quartz Accelerometers (QAs) and associated electronics are all environmentally sealed in rugged aluminum housing. In addition, it employs an internal environmental isolator system to filter unwanted sensor inputs commonly encountered in real world applications. Honeywell designs, develops and manufactures all of the inertial sensors utilized in the HG9900 IMU. All of this culminates in the HG9900 providing industry leading inertial sensor performance while maintaining minimal SWAP parameters. HG9900 PERFORMANCE Gyro Error Coefficients (1σ) Bias: < 0.0035 °/HR ---------------------------------- Random Walk: < 0.002 °/√HR Scale Factor: < 5.0 PPM" Accelerometer Error Coefficients (1σ) Bias: < 25μg Scale Factor: < 100 PPM
полная версия страницы