Способ определения навигационных параметров ракеты-носителя и выводимого ею на орбиту космического аппарата и устройство для его осуществления

Изобретение относится к области приборостроения и может быть использовано при создании инерциальных систем управления для определения навигационных параметров ракеты-носителя и космического аппарата, выводимого на орбиту ракетой-носителем. Технический результат - повышение точности. Для достижения данного результата на борту каждого космического аппарата (КА) используют в качестве командных приборов (КП) гироскопическую инерциальную систему (ГИС), приборная площадка (ПП) которой с расположенными на ней акселерометрами является двухосным индикаторным гироскопическим стабилизатором. В качестве КП ракеты-носителя (РН) для определения навигационных параметров (НП) РН используют все комплексы командных приборов (ККП), установленных на борту КА. При подготовке к пуску, включая выставку ПП, прицеливание, калибровку ЧЭ и в полете на участке выведения РН сигналы чувствительных элементов (ЧЭ) ККП КА обрабатывают в бортовых ВУ КА, а затем обрабатывают в бортовом ВУ РН. После отделения КА от РН сигналы ЧЭ ККП КА обрабатывают в бортовых ВУ КА для определения НП КА. 2 н.п. ф-лы, 1 ил.

 

Изобретение относится к области приборостроения и может быть использовано при создании инерциальных систем управления в части определения навигационных параметров ракеты-носителя (РН) и выводимых ею на орбиту космических аппаратов (КА), понимая под навигационными параметрами (НП) составляющие линейных ускорений, скоростей и координат, а также угловых скоростей и координат РН и КА.

Известны способы построения инерциальных систем управления (ИСУ), когда в составе системы в качестве командного прибора (КП) на борту РН устанавливается гиростабилизированная платформа (ГСП), материализующая базовую (инерциальную) систему координат, на базе трехосного (индикаторно-силового) гироскопического стабилизатора (ТГС), а на борту КА устанавливаются бесплатформенные инерциальные навигационные системы (БИНС). На борту каждого РН и КА устанавливается вычислительное устройство (ВУ).

КП РН во время предстартовой подготовки под управлением ВУ РН проводит выставку и прицеливание ГСП, а также калибровку чувствительных элементов (ЧЭ) КП, то есть гироблоков (ГБ) и акселерометров (Акс). Калибровать ЧЭ БИНС во время наземной подготовки не представляется возможным. Выставка (аналитическая) БИНС относительно выставленной на Земле ГСП производится во время полета РН.

Если с РН убрать КП, но оставить ВУ, а вместо БИНС на КА установить КП на базе двухосного индикаторного гироскопического стабилизатора (патент RU 2339002 C1 от 14.05.2007), то есть гибридную инерциальную навигационную систему (ГИНС), то опираясь на особенности ГИНС, можно реализовать следующий способ определения НП РН и КА:

- в качестве КП РН используются все имеющиеся в наличии КП КА, избыточность информации дает возможность повысить точностные характеристики КП КА в раз (n - количество КА),

- конструкция КП КА (ГИНС) позволяет произвести выставку, прицеливание и калибровку во время предстартовой подготовки на Земле,

- во время предстартовой подготовки выведение КА в ВУ РН производится комплексирование показаний ЧЭ КП КА,

- после отделения КА от РН ИСУ каждого КА работает автономно, опираясь на начальные исходные данные, полученные ИСУ КА от ИСУ РН в момент отделения. Данный способ определения НП РН и КА дает возможность уменьшить вес, габариты и стоимость инерциальной навигационной системы управления ИНСУ комплекса (РН + nКА, где n - количество КА) при сохранении точностных характеристик ИНСУ в сравнении с традиционной схемой ИНСУ, если в обоих ИНСУ используется одна и та же элементная база ЧЭ.

Выигрыш в весе ИНСУ ΔВ можно подсчитать по следующей формуле:

ΔB=Вкпрн-n(ВКПКА - ВБИНС)

где Вкпрн - вес КП РН,

ВКПКА - вес КП КА,

ВБИНС - вес БИНС.

На чертеже представлена схема расположения КП и ВУ в составе ИНСУ на ракетном комплексе.

Устройство для определения навигационных параметров ракеты-носителя и космических аппаратов (чертеж) содержит вычислительное устройство (6), установленное на корпусе ракеты-носителя, вычислительные устройства (7), (8), (9), преобразователи аналог-код, код-аналог (13), (14), (15), гибридные инерциальные навигационные системы (10), (11), (12), установленные на корпусах космических аппаратов, выходы вычислительного устройства (6) соединены с входами ВУ (7), (8), (9), выходы ВУ (7), (8), (9) соединены с входами ВУ (6) и входами преобразователей (13), (14), (15), выходы преобразователей (13), (14), (15) соединены с входами ВУ (7), (8), (9) и ГИНС (10), (11), (12), выходы ГИНС (10), (11), (12) соединены с входами преобразователей (13), (14), (15).

1 - ракета-носитель

2 - головная часть

3, 4, 5 - космические аппараты

5 - "n"-ый КА

6 - вычислительные устройства РН

7, 8, 9 - вычислительные устройства КА

10, 11, 12 - гибридная инерциальная навигационная система

13, 14, 15 - преобразователи аналог-коды, коды-аналог.

1. Способ определения навигационных параметров (НП) ракеты-носителя (РН) и космических аппаратов (КА) во время подготовки к пуску и во время полета РН и КА путем обработки сигналов чувствительных элементов (ЧЭ) комплексов командных приборов (ККП) в вычислительных устройствах (ВУ) бортовой инерциальной навигационной системы управления (ИНСУ) в составе командных приборов (КП) на базе гиростабилизированной платформы (ГСП) и ВУ, расположенных на РН и ККП на базе бесплатформенной информационной навигационной системы (БИНС) и ВУ, расположенных на каждом КА, отличающийся тем, что на борт каждого КА устанавливают в качестве КП гироскопическую инерциальную систему (ГИС), приборная площадка (ПП) которой с расположенными на ней акселерометрами является двухосным индикаторным гироскопическим стабилизатором, в качестве КП РН для определения НП РН используют все ККП, установленные на борту всех КА, и при подготовке к пуску, включая выставку ПП, прицеливание, калибровку ЧЭ, и в полете на участке выведения РН, для чего сигналы ЧЭ ККП КА обрабатывают в бортовых ВУ КА, а затем обрабатывают в бортовом ВУ РН, после отделения КА от РН сигналы ЧЭ ККП КА обрабатывают в бортовых ВУ КА для определения НП КА.

2. Устройство для определения навигационных параметров (НП) ракеты-носителя (РН) и космических аппаратов (КА), содержащее вычислительные устройства, комплексы командных приборов и преобразовательные устройства, отличающееся тем, что вычислительные устройства устанавливают в корпусе РН и в корпусах КА, преобразовательные устройства и комплексы командных приборов устанавливают в корпусе КА, в качестве комплексов командных приборов (ККП) на корпусах КА устанавливают гироскопическую инерциальную навигационную систему (ГИНС), выходы вычислительных устройств (ВУ) РН соединяют с входами ВУ КА, выходы ВУ КА соединяют с входами ВУ РН и входами преобразовательных устройств (ПУ), выходы ПУ соединяют с входами ВУ КА и входами ГИНС, выходы ГИНС соединяют с входами ПУ.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к управляемым гиростабилизаторам линии визирования, работающим на подвижных объектах и предназначенным для стабилизации оптического изображения.

Изобретение относится к области приборостроения и может быть использовано для определения углового положения морских, воздушных и наземных объектов в пространстве.

Изобретение относится к области приборостроения и может найти применение в навигационных системах, в которых инструкции по навигации приспосабливаются к предпочтениям водителя.

Изобретение относится к технике экологического контроля. .

Изобретение относится к области судового приборостроения и может быть использовано для определения курса, угловой скорости поворота, местоположения носа и кормы судна относительно оси и кромок судового хода при прохождении сложных участков (изгибов) реки со свальными течениями.

Изобретение относится к оптико-электронному приборостроению и может быть использовано в оптико-электронных приборах (ОЭП) ориентации по звездам, содержащих матричный фотоприемник с накоплением заряда.

Изобретение относится к области приборостроения и может найти применение в системах определения позиции контролируемого объекта на основе использования нескольких разнесенных источников излучения.

Изобретение относится к области приборостроения и может найти применение в системах наведения, в частности в системах самонаведения летательных аппаратов (ЛА) на гиперзвуковые воздушные цели (ГЗЦ).

Изобретение относится к области приборостроения и может найти применение в системах командного наведения летательных аппаратов (ЛА) на наземные объекты, использующих для картографирования земной поверхности бортовые радиолокационные станции (БРЛС), а в качестве средств поражения - ракеты воздух-поверхность (В-П) различного назначения.

Изобретение относится к области приборостроения и может быть использовано в системах самонаведения летательных аппаратов. .

Изобретение относится к области космического приборостроения и может найти применение в системах эфемеридно-временного обеспечения космических аппаратов (КА) спутниковой навигации ГЛОНАСС, GPS, Галилео и т.п
Изобретение относится к области приборостроения и может найти применение в гидрометеорологии при определении дрейфа морских ледяных полей

Изобретение относится к области приборостроения и может быть использовано в тренажерах подготовки операторов локационных станций

Изобретение относится к мореходной астрономии и может быть использовано для определения координат места по наблюдению светил

Изобретение относится к способам и устройствам, использующимся при навигации летательных аппаратов, при измерении их ускорения и скорости

Изобретение относится к устройствам, использующимся при навигации летательных аппаратов, при измерении ускорения и скорости

Изобретение относится к навигации, а именно к системам определения положения объекта без использования отражения или вторичного излучения, и может быть использовано для расширения возможностей систем круизконтроля и предупреждения водителей транспортных средств о нарушении режима движения в пределах своей полосы

Изобретение относится к навигационному устройству, установленному на транспортном средстве для предоставления голосовых навигационных инструкций пользователю

Изобретение относится к области приборостроения и может быть использовано при создании инерциальных систем управления для определения навигационных параметров ракеты-носителя и космического аппарата, выводимого на орбиту ракетой-носителем

Наверх