Патенты автора Бабурин Сергей Михайлович (RU)

Изобретение относится к области навигационного приборостроения и может быть использовано при разработке комплексированных навигационных систем, в которых основная навигационная информация, поставляемая бесплатформенными инерциальными навигационными системами (БИНС), корректируется по позиционной и скоростной информации, поставляемой источниками внешней информации. Технический результат - упрощение способа получения оценки ошибок корректируемой системы, что приводит к уменьшению времени переходного процесса и сокращению времени готовности. Для этого бесплатформенная инерциальная навигационная система, корректируемая по внешней позиционной и скоростной информации, состоит из блока чувствительных элементов с размещенными в нем тремя акселерометрами и тремя лазерными гироскопами, выходами связанными через блок преобразователей сигналов с входами бортовой ЦВМ, содержащей блок решения навигационных уравнений, а также блок формирования позиционных и скоростных измерений, формируемых как разности местоположения объекта, определяемого источниками внешней информации и корректируемой навигационной системой, и как разности скоростей объекта, определяемого источниками внешней информации и корректируемой системой, и блок определения ошибок системы, который включает две ступени, причем выход первой ступени подключен к входу второй ступени, первая ступень выполнена в виде двухканальной системы, с возможностью определения таких ошибок системы, как ошибка определения координат γ, скоростная ошибка Δω, ошибка построения вертикали α, кинематическая ошибка β и линейные комбинации инструментальных ошибок ν, ε в проекциях на оси сопровождающего трехгранника, причем линейные комбинации используются как новый вектор измерения, поступающий на вход второй ступени, выполненной в виде двухканальной системы, с возможностью определения инструментальных ошибок ν, ε. 12 ил.

Изобретение относится к области навигационного приборостроения и может быть использовано при разработке комплексированных навигационных систем, в которых основная навигационная информация, поставляемая бесплатформенными инерциальными навигационными системами (БИНС), корректируется по позиционной и скоростной информации, поставляемой источниками внешней информации. Технический результат - упрощение способа получения оценки ошибок корректируемой системы, что приводит к уменьшению времени переходного процесса и сокращению времени готовности. Для этого предложенный способ определения ошибок БИНС по внешней позиционной и скоростной информации обеспечивает формирование вектора измерений как разности позиционной и скоростной информации, поставляемой внешним источником информации, и позиционной и скоростной информации, поставляемой корретируемой БИНС, с последовательной обработкой сформированного вектора измерений путем фильтрации с целью определения ошибок корректируемой системы, включая и инструментальные ошибки системы, при этом с целью повышения точности определения ошибок корретируемой системы и сокращения времени готовности получаемых оценок обработка сформированного вектора измерений проводится в два этапа, при этом на первом этапе безусловно определяются такие динамические ошибки системы, как позиционная ошибка, скоростные ошибки, ошибки построения вертикали и кинематические ошибки, включая и курсовую ошибку, а на втором этапе при выполнении условий наблюдаемости, связанных с маневром объекта, определяются систематические составляющие инструментальных ошибок системы, таких как нескомпенсированные дрейфы системы и ошибки акселерометров, и после определения этих ошибок проводится уточнение полученных оценок динамических ошибок системы. 12 ил.

Изобретение относится к области корректируемых инерциальных навигационных систем и может быть использовано при разработке комплексированных навигационных систем. Способ определения корректирующих поправок в бесплатформенной инерциальной навигационной системе, где для коррекции бесплатформенной инерциальной навигационной системы используется астроинерциальная информация с астроинерциальной навигационной системы, а также позиционная и скоростная информация со спутниковой навигационной системы. При этом в процессе формирования астроинформации выбирается из каталога визируемых звезд звезда, доступная визированию в данный момент времени в данной точке местоположения объекта, ее визирование с определением двух угловых поправок посредством вычисления разности между расчетным и фактическим углами визирования звезды по азимуту и разности между расчетным и фактическим углами ее визирования по высоте. По полученной позиционной и скоростной информации на базе динамической группы уравнений ошибок корректируемой системы вычисляются ее позиционная ошибка, скоростная ошибка и ошибка построения вертикали, по совокупности ошибок определяются горизонтальные проекции вектора кинематических ошибок системы на плоскость местного горизонта, затем по полученной в виде угловых поправок астроинерциальной информации и горизонтальных проекций вектора кинематических ошибок вычисляется его вертикальная проекция, производится пересчет горизонтальных и вертикальной проекций в вектор кинематических ошибок, после чего по его скорости определяются такие инструментальные ошибки, как нескомпенсированные дрейфы гироскопов. Техническим результатом изобретения является разработка способа определения корректирующих поправок в БИНС, свободного от указанных недостатков путем использования позиционной и скоростной информации, поставляемой СНС, и астроинформации, поставляемой средствами астросистемы, а также существенно повышающего надежность проведения коррекции. 14 ил.

Изобретение относится к области корректируемых инерциальных навигационных систем и может быть использовано при разработке комплексированных навигационных систем, в которых основная навигационная информация, поставляемая бесплатформенными инерциальными навигационными системами (БИНС), корректируется по позиционной и скоростной информации, поставляемой спутниковой навигационной системой (СНС), и угловой информацией, поставляемой астросистемой. Астроинерциальная навигационная система содержит систему определения корректирующих поправок бесплатформенной инерциальной навигационной системы и источники внешней информации, сигналы с которых используются в качестве входной информации для определения корректирующих поправок. В качестве первого источника внешней информации применен источник астроинформации, включающий телеблок, установленный в рамках карданова подвеса, обеспечивающего выставку телеблока на заданные углы по азимуту и высоте, блок следящих систем отработки углов наведения визирной оси телеблока, бортовую ЦВМ, по целеуказаниям которой следящие системы отрабатывают эти углы, а также блок вычисления угловых поправок. В качестве второго источника внешней информации применен источник скоростной и позиционной информации, а система определения корректирующих поправок бесплатформенной инерциальной навигационной системы выполнена трехступенчатой и включает последовательно подключенные блок определения позиционной ошибки, скоростной ошибки и ошибки построения вертикали, входами связанный с бортовой ЦВМ и источником скоростной и позиционной информации, блок определения вертикальной проекции вектора кинематических ошибок системы, а также блок определения инструментальных ошибок системы. Техническим результатом изобретения является повышение точности определения ошибок БИНС, а также надежности ее работы, путем использования позиционной и скоростной информации, поставляемой СНС, а также астроинформации, поставляемой средствами астросистемы. 16 ил.

Изобретение относится к области приборостроения, а именно к астроинерциальным навигационным системам, в которых основная навигационная информация (счисляемые координаты и курс) корректируется по сигналам, поступающим с астровизирующего устройства (телеблока), и применяемым в составе бортового оборудования авиационно-космических объектов. Астроинерциальная навигационная система содержит платформу с установленными на ней телеблоком, чувствительными элементами в виде трех акселерометров и трех лазерных гироскопов, помещенную в двухрамочный карданов подвес, обеспечивающий наведение телеблока в заданную расчетную точку и включающий внутреннюю рамку, выполненную горизонтальной высотной, а также внешнюю рамку, с установленными на них датчиками углов поворота карданова подвеса и двигателями отработки углов его выставки, выходы которых связаны со входами следящих систем управления карданова подвеса. При этом внешняя рамка карданова подвеса выполнена вертикальной азимутальной, с возможностью разворота на углы, отличающиеся на ±180 градусов относительно расчетного значения. Техническим результатом изобретения является повышение точности счисления координат объекта визирования двухрамочной астроинерциальной навигационной системой. 13 ил., 1 табл.

Изобретение относится к области приборостроения, а именно к астроинерциальным навигационным системам, в которых основная навигационная информация (счисляемые координаты и курс) корректируется по сигналам, поступающим с астровизирующего устройства (телеблока), и применяемым в составе бортового оборудования авиационно-космических объектов. Способ осреднения ошибок двухрамочной астроинерциальной навигационной системой, содержащей платформу с установленными на ней телеблоком, чувствительными элементами в виде трех акселерометров и трех лазерных гироскопов, помещенную в двухрамочный карданов подвес, обеспечивающий наведение телеблока в заданную расчетную точку и включающий внутреннюю рамку, выполненную горизонтальной высотной, и внешнюю рамку, выполненную вертикальной азимутальной, с установленными на них датчиками углов поворота карданова подвеса и двигателями отработки углов его выставки, выходы которых связаны с входами следящей системы управления карданова подвеса. При этом в астроинерциальном режиме навигации визирование звезды осуществляется разворотом рамок карданова подвеса на расчетные углы с последующим определением угловых поправок, после чего вертикальная азимутальная рамка разворачивается на угол ±180 градусов относительно расчетного угла, а угол горизонтальной высотной рамки меняет знак и проводится повторное визирование звезды, после чего угловые поправки определяются как среднее арифметическое двух результатов визирования. Техническим результатом изобретения является повышение точности счисления координат объекта визирования двухрамочной астроинерциальной навигационной системой. 13 ил.

Изобретение относится к области приборостроения, а именно к способам определения ошибок инерциальных навигационных систем, в которых основная навигационная информация (счисляемые координаты и курс) корректируется по сигналам, поступающим с астровизирующего устройства (телеблока), и применяемых в составе бортового оборудования авиационно-космических объектов. Технический результат – повышение точности и помехозащищенности. Для этого по текущим координатам и времени из каталога звезд, записанного в бортовой ЦВМ, выбирается пара звезд, доступная визированию в данной точке местоположения объекта и в данный момент времени, определяются их координаты в местной системе координат на текущий момент времени, формируются целеуказания в форме углов нацеливания телеблока, производится визирование первой из выбранных звезд путем наведения визирной оси телеблока в расчетную точку, определяемую координатами первой из выбранных из каталога звезд с определением измеренных ее координат, определяются угловые поправки, представляющие разности между измеренными и расчетными значениями углов ее визирования, проводится визирование второй из выбранных из каталога звезд путем наведения визирной оси телеблока в расчетную точку, определяемую координатами второй из выбранных из каталога звезд с определением измеренных ее координат, определяются угловые поправки, представляющие разности между измеренными и расчетными значениями углов ее визирования, затем вычисляется абсолютная величина разницы между расчетным и измеренным углами выбранной пары звезд, обнаруженных в процессе их последовательного визирования, которая сравнивается с заданным пороговым значением и при не превышении этого значения формируется признак разрешения коррекции и проводится пересчет этих угловых поправок в оценке ошибок корректируемой инерциальной системы. 1 ил.

Изобретение относится к области приборостроения, а именно к высокоточным комплексным навигационным системам с использованием астроизмерений, и может найти применение в составе бортового оборудования авиационно-космических объектов. Технический результат - повышение точности астровизирования. Для этого осуществляют выбор звезды, доступной визированию в данной точке местоположения визирующего объекта в данный момент времени, вычисляют ее декартовые координаты в проекциях на оси сопровождающего трехгранника и углы наведения на нее телеблока, последующее визирование звезды с определением ее фактических координат, которые пересчитываются в ошибки корректируемой системы, при этом на этапе визирования звезды основание телеблока устанавливается в плоскости местного горизонта. Причем определенные в проекциях на оси сопровождающего трехгранника декартовы координаты звезды перепроектируются на оси базового приборного трехгранника перемножением вектора ее декартовых координат на транспонированную матрицу ориентации визирующего объекта, и по полученным декартовым координатам в проекциях на оси приборного трехгранника вычисляются углы наведения телеблока, которые используются в качестве целеуказания при визировании звезды. 5 ил.

Изобретение относится к области астроинерциальных навигационных систем, в которых основная навигационная информация корректируется по сигналам, поступающим с телеблока. Технический результат - повышение точности и помехозащищенности. Для этого поставленная задача решается посредством системы астроинерциальной навигации, состоящей из телеблока, помещенного в рамки двухосного карданова подвеса, снабженного датчиками его углов по азимуту и высоте, двигателями отработки углов его выставки по азимуту и высоте и установленного в рамках внешнего карданова подвеса - повторителя горизонта, бортовой ЦВМ, блока следящих систем отработки углов наведения телеблока, содержащего первую и вторую разностные схемы, первого и второго блоков коррекции, блока вычисления угловых поправок, бортовая ЦВМ первым и вторым выходом подключена к первым входам первой и второй разностных схем, второй вход первой разностной схемы подключен к выходу датчика угла карданова подвеса телеблока по высоте, второй вход второй разностной схемы - к выходу датчика угла карданова подвеса телеблока по азимуту, а выходы - к входам первого и второго корректирующих блоков, выход первого блока коррекции подключен к входу двигателя отработки угла выставки карданова подвеса телеблока по азимуту, выход второго блока коррекции - к входу двигателя отработки угла выставки карданова подвеса телеблока по высоте, а блок вычисления угловых поправок первым входом подключен к выходу двигателя отработки угла выставки телеблока по азимуту, а вторым - к выходу двигателя отработки угла выставки телеблока по высоте, третьим - к третьему выходу бортовой ЦВМ, выходом подключен к входу блока вычисления абсолютной величины разницы между расчетными и фактическими координатами визируемой звезды, выход которого подключен к входу блока сравнения, первый выход которого подключен к входу блока вычисления ошибок корректируемой системы и формирования признака готовности корректирующих поправок, а другой выход которого подключен к входу блока формирования признака неготовности корректирующих поправок. 3 ил.

Изобретение относится к навигационно-пилотажным комплексам, объединяющим несколько инерциальных навигационных систем (ИНС) для формирования обобщенной выходной информации о местонахождении объекта, его ориентации в пространстве и его скоростях, а также использующих внешнюю информацию для коррекции систем, входящих в состав комплекса. Технический результат - повышение точности выходной информации комплекса и глубины контроля систем, входящих в состав комплекса. Для этого в состав навигационно-пилотажного комплекса входят по меньшей мере две бесплатформенные навигационные системы и связанный с ними блок обработки первичной информации, при этом в состав комплекса дополнительно входят блок решения навигационных уравнений и блок контроля, первым входом подключенный к выходу блока решения навигационных уравнений, а вторым и третьим входами подключенный к первым выходам бесплатформенных навигационных систем, при этом блок обработки первичной информации включает последовательно соединенные по направлению сигнала блок вычисления переменных bi(k, r), входами подключенный к вторым выходам бесплатформенных навигационных систем, блок вычисления измерений zi, блок вычисления невязок δi, блок фильтрации невязок δi и блок вычисления матрицы ориентации, выходом подключенный к первому входу блока решения навигационных уравнений, а также последовательно соединенные по направлению сигнала блок вычисления переменных γi, входами подключенный к третьим выходам бесплатформенных навигационных систем, блок фильтрации уi и блок вычисления матрицы направляющих косинусов, выходом подключенный к второму входу блока решения навигационных уравнений. 2 ил.

Изобретение относится к навигационно-пилотажным комплексам, объединяющим несколько инерциальных навигационных систем для формирования обобщенной выходной информации о местонахождении объекта, его ориентации в пространстве и его скоростях, а также использующим внешнюю информацию для коррекции систем, входящих в состав комплекса. Технический результат - повышение точности выходной информации навигационно-пилотажного комплекса и глубины контроля систем, входящих в состав комплекса. Для этого выходная информация, поступающая по меньшей мере с двух бесплатформенных инерциальных систем, сравнивается по мажоритарному признаку, после чего отбраковывается информация той бесплатформенной инерциальной системы, которая наиболее отклоняется от остальных, при этом согласно изобретению первичная информация в виде матриц ориентации и приращений линейных скоростей поступает с выходов бесплатформенных инерциальных систем на вход блока обработки первичной информации, в котором по заданному критерию формируется осредненное значение матрицы ориентации и приращения линейных скоростей, эти осредненные значения поступают на вход блока решения навигационных уравнений, а полученные в результате решения навигационных уравнений выходные параметры в виде текущих координат и курса объекта и его скоростей поступают на вход блока контроля, в котором производится сравнение выходных параметров бесплатформенных инерциальных систем с выходными параметрами блока решения навигационных уравнений и анализ отказных ситуаций узлов бесплатформенных инерциальных систем. 2 ил.

Изобретение относится к астроинерциальным навигационным системам, в которых основная навигационная информация корректируется по сигналам, поступающим с выхода астровизирующего устройства. Характеризуется тем, что для обнаружения визируемой звезды при наличии фоновой помехи высокого уровня формируется накопитель, состоящий из N регистров для хранения N последних выходных сигналов телеблока, и циклический счетчик, меняющийся от единицы до N на каждом цикле поступления выходного сигнала телеблока. Текущий выходной сигнал телеблока запоминается в регистре накопителя, номер которого определяется значением циклического счетчика. Для повышения точности определения координат визируемой звезды, при наличии градиента фоновой помехи высокого уровня, номер регистра накопителя определяется как текущее значение циклического счетчика и 3/4 числа N регистров накопителя, взятое по модулю N. Техническим результатом является повышение точности визирования звезды за счет компенсации градиента фоновой помехи. 6 ил.

Изобретение относится к астроинерциальным навигационным системам. Отличительной особенностью заявленной системы астровизирования является то, что в блок обработки выходного сигнала телеблока дополнительно введены второй коммутатор, первым входом соединенный со вторым выходом циклического счетчика, вторым входом соединенный со вторым выходом накопителя, а выходом соединенный с четвертым входом сумматора-накопителя, а в блоке обнаружения звезды и определения ее координат второй выход первого блока сравнения соединен со вторым входом пятого блока сравнения, первый вход четвертого блока сравнения соединен с выходом блока запоминания координат звезды при прохождении выходного сигнала сумматора-накопителя блока обработки выходного сигнала телеблока через ноль, а второй и третий входы соответственно со вторыми выходами второго и третьего блоков сравнения, а третий выход четвертого блока сравнения соединен с первым входом вновь введенного шестого блока сравнения, второй вход которого соединен с выходом пятого блока сравнения, а выход соединен со входом вновь введенного блока определения координат визируемой звезды, выход которого соединен со входом блока формирования признака обнаружения визируемой звезды. Техническим результатом является повышение точности визирования звезды. 7 ил.

Изобретение относится к области приборостроения и может найти применение в высокоточных астроинерциальных системах пилотируемых авиационно-космических объектов. Технический результат - повышение точности. Для этого осуществляют отбраковку дефектных сигналов. При этом формируют пары сигналов, составляющие максимальное значение полученной абсолютной величины разности, и исключают ее из последующего рассмотрения. Повторяют отбраковку оставшихся сигналов вплоть до того, как не исключенными из рассмотрения останется один сигнал, в случае нечетного начального числа обрабатываемых сигналов, либо два сигнала, в случае четного начального числа обрабатываемых сигналов. Формируется константа, равная значению оставшегося сигнала, либо среднему арифметическому двух оставшихся в рассмотрении сигналов, а в качестве измерения формируется осредненное значение как сумма сигналов, абсолютная величина разности которых и сформированной в процессе отбраковки константы не превышает заданного порога, величина которого определяется точностными характеристиками астровизирующего устройства и делением полученной суммы на число сигналов, удовлетворяющих этому условию. 2 ил.

Изобретение относится к области приборостроения и может найти применение в астроинерциальных навигационных системах, в которых основная навигационная информация корректируется по сигналам, поступающим с выхода астровизирующего устройства. Технический результат - повышение надежности. Для этого блок формирования астропоправок подключен к блоку отбраковки ложных астропоправок, состоящему из последовательно соединенных буфера выходных сигналов блока формирования астропоправок, двух счетчиков, обеспечивающих выборку сигналов из буфера, разностной системы и системы сравнения, формирующую порог, по которому производится отбраковка сбойных сигналов, выход которого подключается к входу блока формирования осредненного значения астропоправок. При этом блок формирования осредненного значения астропоправок выполнен с возможностью сравнения, обеспечивающего отбраковку сбойных астропоправок по порогу, сформированному в блоке отбраковки ложных астропоправок. 4 ил.

 


Наверх