Способ спутниковой коррекции гироскопических навигационных систем морских объектов



Способ спутниковой коррекции гироскопических навигационных систем морских объектов
Способ спутниковой коррекции гироскопических навигационных систем морских объектов
Способ спутниковой коррекции гироскопических навигационных систем морских объектов
Способ спутниковой коррекции гироскопических навигационных систем морских объектов
Способ спутниковой коррекции гироскопических навигационных систем морских объектов
Способ спутниковой коррекции гироскопических навигационных систем морских объектов
Способ спутниковой коррекции гироскопических навигационных систем морских объектов
Способ спутниковой коррекции гироскопических навигационных систем морских объектов

 


Владельцы патента RU 2428659:

ФЕДЕРАЛЬНОЕ ГОСУДАРСТВЕННОЕ УНИТАРНОЕ ПРЕДПРИЯТИЕ "ГОСУДАРСТВЕННЫЙ НАУЧНО-ИССЛЕДОВАТЕЛЬСКИЙ НАВИГАЦИОННО-ГИДРОГРАФИЧЕСКИЙ ИНСТИТУТ МИНИСТЕРСТВА ОБОРОНЫ РОССИЙСКОЙ ФЕДЕРАЦИИ" (ГНИНГИ МО РФ) (RU)

Изобретение относится к области корректируемых по информации от навигационных спутников гироскопических систем навигации морских объектов. Техническим результатом изобретения является повышение точности. Предлагаемый способ базируется на использовании векторно-матричной зависимости, отражающей связь текущих значений углов ориентации объекта, вырабатываемой гиросистемой, и информации от спутниковой навигационной системы о координатах двух неколлинеарных спутников в топоцентрических прямоугольных координатах спутников и прямоугольных координатах в связанной с объектом системой координат. Положительный эффект при реализации предлагаемого способа достигается за счет использования данных эфемеридной информации спутниковой системы, вычисления декартовых координат выбранных спутников в топоцентрической и связанной с объектом системах координат, вычисления поправок к текущим значениям параметров ориентации, вырабатываемых гироскопической системой, и обеспечения коррекции этих параметров по данным вычисленных поправок. 5 ил., 2 табл.

 

Изобретение относится к средствам коррекции гироскопических навигационных систем и может быть использовано на подвижных объектах, нуждающихся в непрерывном или дискретном определении пространственной ориентации (углы курса ψ, крена γ и дифферента ϑ) глобально, независимо от координат места объекта, времени года и суток, в масштабе реального времени.

В проведении коррекции нуждаются гироскопические системы (инерциальные навигационные системы, гирогоризонткомпасы, компасы и т.п.), способные вырабатывать текущие значения параметров ориентации объекта в автономном режиме функционирования. Необходимость коррекции этих систем вызывается снижением во времени точности выработки ими навигационных параметров в процессе автономного функционирования. Для гирокомпасов характерно также снижение точности определения курса в высоких широтах, в условиях качки и маневрирования корабля.

В настоящее время коррекция курсовых каналов автономных гироскопических систем осуществляется путем выработки поправок курсоуказания с использованием данных пеленгования наземных или космических объектов. В качестве космических объектов используются звезды и спутники спутниковых навигационных систем (СНС).

Для определения курса и углов качки объекта по сигналам среднеорбитных СНС наиболее отработанным в настоящее время является фазовый способ. Этот способ, принимаемый за аналог, базируется на использовании системы разнесенных по объекту приемных антенн, фиксированных относительно его корпуса, измерении разности фаз принимаемых сигналов вычислении углов ориентации объекта.

Для оценки положительных и отрицательных сторон фазового способа рассмотрим следующую ситуацию. Пусть морской подвижный объект с центром масс М перемещается относительно Земли (Фиг.1) по произвольной траектории. В точке М имеют начало горизонтная топоцентрическая координатная система Mξηζ и система координат Mxyz с осями, связанными с объектом. Наряду с поступательным движением, морской объект в условиях качки и маневрирования совершает вращательное движение вокруг точки М.

В рассматриваемом случае положение подвижного объекта в пространстве - ориентация объекта - характеризуется совокупностью параметров ориентации. Применительно к рассматриваемым объектам это могут быть углы горизонтальной (ϑ, γ) и азимутальной (ψ) ориентации объекта.

На Фиг.1 показаны также два навигационных космических аппарата (КА) спутниковой навигационной системы, положение которых в топоцентрической системе координат Mξηζ определено величиной соответствующего вектора визирования и двумя углами - азимутом α и высотой β.

На Фиг.2 показана антенная система из четырех антенн (центральной A0 и трех разнесенных Ax, Ау, Аz), размещенных на осях ортогонального трехгранника, параллельных осям Mxyz (трехбазовый интерферометр).

Если пренебречь весьма малым в сравнении с дальностью КА отстоянием центральной антенны от центра масс объекта, то в системе Mxyz положение КА можно определять величиной соответствующего вектора визирования и направляющими косинусами cosqcx, cosqcy, cosqcz либо прямоугольными координатами КА, представляющими собой проекции вектора на соответствующие оси: , , . В топоцентрической системе координат положение КА определяется координатами r, r, r. Вся перечисленная информация, характеризующая положение КА, вырабатывается в процессе обсервации по сигналам СНС.

Связь параметров ориентации вектора визирования КА (направляющие косинусы cosqi) с изменениями разности фаз сигналов СНС определяется выражением

где λ - длина волны сигнала КА;

i - база разнесения антенн;

ΔФi - разность фаз сигналов, принимаемых на разнесенные антенны;

i=х, у, z.

Реализация фазового способа на морских объектах, однако, сопряжена с определенными трудностями. При определении ориентации объекта по данным фазовых измерений приходится использовать интерферометры с базой, достигающей нескольких метров. В то же время реальные фазоизмерительные устройства имеют диапазон однозначных измерений только в пределах одной длины волны. Это порождает проблему неоднозначности решений при измерении разности фаз сигналов, принимаемых на разнесенные антенны. Кроме того, за счет неидентичности высокочастотных каналов аппаратуры возникают систематические погрешности измерений.

Практическая реализация фазового способа на морских подвижных объектах не дает оснований для излишнего оптимизма. Реализуемая точность коррекции гирокомпасов в высоких широтах часто не удовлетворяет заданным требованиям [1]. Существенными являются и погрешности юстировки протяженных антенных систем на корабле, нежесткость элементов конструкции объекта, многолучевость распространения сигналов и др.

Помимо фазового способа известны другие способы коррекции параметров ориентации с использованием информации СНС.

Известен, в частности, «Гирокомпас с внешней коррекцией» [4], реализующий следующую совокупность приемов, обеспечивающих повышение точности и надежности функционирования в условиях качки и маневрирования корабля:

- принимают сигналы СНС с использованием спутниковой навигационной аппаратуры;

- вычисляют текущие значения широты (φc)» северной и восточной составляющих скорости (VN, VE);

- формируют сигналы коррекции Мк;

- формируют сигналы управления МГ, МВ;

- корректируют положение гироскопа гирокомпаса.

Недостатком описанного способа является невозможность измерения и коррекции углов крена и дифферента. Функциональные возможности способа ограничены измерением и коррекцией только курса корабля.

Известна корректируемая система инерциальной навигации и стабилизации ((СИНС) «Ладога-М») [5], принятая за прототип.

В системе реализован классический способ и алгоритм функционирования инерциальной навигационной системы (ИНС) полуаналитического типа с коррекцией по сигналам СНС, а корректирующие сигналы вычисляются с помощью многомерного фильтра калмановского типа.

Уместно отметить, что эффективность процесса оценивания погрешностей курсового канала СИНС существенно зависит от широты расположения объекта. Это ограничивает функциональные возможности корректируемой системы.

На Фиг.3 представлена структура СИНС. В состав системы входят ГП - гироприбор (1), ТС - прибор термостабилизации (2), УМТ - усилитель мощности термостабилизации (3), ПЦ - прибор цифровой (4), ПУ - прибор управления (5), Б-41 - ЭВМ «Багет-41» (6).

Система функционирует следующим образом. Из прибора ГП в прибор ПЦ через аналого-цифровые преобразователи поступают три составляющие ускорения (Wx, Wy, Wz), углы качки и азимутальный угол (Θк, ψк, А), а из прибора ПЦ в гироприбор ГП подаются управляющие сигналы (Ωx, Ωy, Ωz).

Коррекция СИНС осуществляется путем выработки корректирующей информации (АНД) алгоритмами ЭВМ Б-41 (6) по данным ПЦ (4) НД и приемной аппаратуры СНС, вырабатывающей информацию о координатах Фс, λс и скорости Vс, ПУ. Управление функционированием СИНС осуществляется по каналам «команды, сигналы».

В систему поступает следующая внешняя информация:

- скорость от лага Vл,

- грубый курс от гирокомпаса Ко,

- координаты φс, λс, скорость Vc и путевой угол (ПУ) от приемника СНС.

Система имеет два рабочих режима:

- корректируемый режим (КР),

- автономный режим (АР).

В каждом запуске системы производится калибровка системы, которая продолжается от 6 до 8 часов. Калибровка требует поступления внешних позиционных и скоростных данных. Для КР используется информация от приемника СНС и лага, а в АР - только от лага.

Описанной структуре системы соответствует способ, представляющий собой совокупность следующих приемов:

- измеряют три составляющих ускорения (Wx, Wy, Wz);

- принимают данные об углах качки (Θ, ψ) и азимутальном угле (А);

- принимают информацию о координатах (φс, λс), скорости (Vc) и путевом угле от приемника СНС;

- осуществляют начальную выставку и калибровку системы.

Процесс калибровки состоит в том, чтобы по внешним данным о координатах и скорости СНС вычислить и скорректировать ошибки и воздействия, снижающие точность функционирования СИНС. Поскольку процесс выставки и калибровки продолжается 6-8 часов, оперативная коррекция параметров ориентации изложенным способом не представляется возможной.

Анализ рассмотренных способов определения параметров ориентации объекта позволил выявить также существенное снижение точности определения азимутальной ориентации гиросистемами в высоких широтах и в условиях маневрирования объектов.

Для устранения недостатков аналогов и прототипа в части обеспечения коррекции параметров ориентации объекта предлагается новый способ.

Сущность этого способа следует из связи углов ψ, ϑ, γ с навигационными данными, полученными в процессе обсервации. Такая связь выявляется при рассмотрении выражений для проекций векторов визирования КА на оси трехгранников Mξηζ и Mxyz (Фиг.1; 2). В рассматриваемом случае эти выражения соответствуют матричной зависимости:

где rcx, rcy, rcz - координаты КА в системе Mxyz;

r, r, r - координаты КА в системе Mξηζ;

В - преобразующая матрица, соответствующая рассматриваемой геометрии [2].

Выражение (2) однозначно связывает информацию о координатах КА СНС с параметрами ориентации вырабатываемой на объекте гироскопической системой.

Приборные значения углов крена, дифферента и курса можно представить выражениями

где ψа, ϑа, γa - приборные значения углов;

ψ, ϑ, γ - истинные значения углов;

Δψ, Δϑ, Δγ - погрешности выработки углов.

Поскольку углы ψ, ϑ, γ и ψа, ϑa, γa отображают ориентацию истинного и приборного положения трехгранника Mxyz в горизонтной системе осей, их взаимное положение можно описать [3] матрицей направляющих косинусов для случая малого рассогласования координатных систем

где I - единичная матрица;

С учетом формулы (4) выражение (2) принимает вид

где ВA - матрица направляющих косинусов В, содержащая приборные значения углов ориентации.

Таким образом, получена векторно-матричная зависимость (5), однозначно отражающая связь текущих приборных значений углов ψа, ϑa, γa и информации корабельной аппаратуры СНС [r, r, r, rcx, rcy, rcz) со значениями погрешностей автономных измерений углов (Δψ, Δϑ, Δγ), подлежащих коррекции.

Учитывая возможность определения ориентации объекта в пространстве по сигналам двух и более КА, можно записать (5) в векторно-матричной форме в виде системы линейных уравнений для неизвестных значений погрешностей автономных средств определения углов

Дальнейшие преобразования позволяют получить расчетные формулы для неизвестных (Δψ, Δϑ, Δγ).

Преобразования уравнений (6) состоят в выполнении следующих действий.

1. Выбор соответствующих пар уравнений системы (6) для первого и второго КА относительно переменных (Δψ, Δϑ), (Δψ, Δγ), (Δϑ, Δγ).

2. Решение каждой пары полученных уравнений для неизвестных Δψ, Δϑ, Δγ.

Для азимутального канала выработки поправки получаем

Для горизонтных каналов выработки корректирующей информации расчетные формулы принимают вид

Анализ расчетных формул поправок к параметрам ориентации позволяет определить объем необходимой для расчета информации. Эта информация включает полный набор текущих приборных значений углов ψа, υa, γa параметров ориентации объекта и значений координат двух навигационных спутников в топоцентрической (r, r, r) и cвязанной с объектом (rсх, rсу, rсz) системах координат (с=1,2).

В том случае, если на борту морского объекта присутствует аппаратура автономного определения углов качки и курса, а также приемная аппаратура СНС, возможность формирования расчетных формул (7-9) не вызывает сомнения. Расчет текущих значений поправок к текущим значениям параметров ориентации позволяет осуществить коррекцию гироскопических автономных систем и обеспечить решение навигационных задач. Для реализации способа:

- выбирают доступные для обсервации два разнесенных неколлинеарных навигационных спутника (КА);

-принимают данные альманаха и эфемеридной информации приемной аппаратурой объекта-потребителя;

- вычисляют геодезические (географические) координаты потребителя (φ, λ, h);

- вычисляют топоцентрические прямоугольные координаты (r, r, r) (с=1,2) выбранных КА;

- вычисляют прямоугольные координаты (rсх, rсу, rсz) двух выбранных КА в системе координат Mxyz;

- принимают данные гиросистем о текущих значениях параметров ориентации объекта;

- вычисляют поправки к текущим значениям параметров ориентации объекта по данным гиросистемы о текущих значениях параметров ориентации и данным прямоугольных координат КА в топоцентрической и связанной с объектом системах координат;

- корректируют текущие значения параметров ориентации по данным вычисления поправок.

Сущность изобретения поясняется чертежами, где представлены:

Фиг.1. Геометрическая схема;

Фиг.2. Трехбазовый интерферометр;

Фиг.3. Блок схема системы прототипа;

Фиг.4. Блок схема системы, реализующей предлагаемый способ коррекции;

Фиг.5. Графики погрешностей выработки поправок курсоуказания.

Возможность решения задачи коррекции предлагаемым способом позволяет представить структуру интегрированной системы на базе инерциальной системы-прототипа и элементов реализации способа в следующем виде (Фиг.4).

Эта корректируемая система инерциальной навигации и стабилизации содержит гиростабилизированную платформу (1) в трехосном кардановом подвесе с датчиками углов, на которой установлены три двухстепенных интегрирующих гироскопа и три линейных акселерометра. Система также содержит прибор цифровой (4), реализующий алгоритм функционирования инерциальной системы, а также штатный блок коррекции (6). При этом выходы датчиков углов поворота колец карданова подвеса и выхода аксельрометров соединены с входами прибора цифрового, один из выходов которого соединен с входом гиростабилизированной платформы, а другой соединен с блоком коррекции, выход соединяется с прибором цифровым и блоком спутниковой коррекции (8). Выход блока спутниковой коррекции соединен с входами блока коррекции (6) и прибора цифрового (4).

Управление системой осуществляется с пульта (5), обеспечивающего формирование сигналов управления через переключатели ПК в положение II.

Структура корректируемой системы сохраняет основные функциональные элементы и связи системы-прототипа и представляет новый элемент - блок спутниковой коррекции (БСК)(8), связывающий приемную аппаратуру СНС и СИНС.

Взаимодействие блока спутниковой коррекции (8) с элементами СИНС осуществляется в корректируемом режиме (КР) по сигналу от приемной аппаратуры СНС, означающем наличие корректирующей информации. Спутниковая аппаратура вырабатывает информацию о текущих значениях координат места объекта, r, r, r, на входы блока коррекции (6) поступают навигационные данные (НД) и спутниковая информация φc, λc, . Алгоритмы блока (6) вырабатывают оценки погрешностей (дНД I) со скоростью, доступной алгоритмам калмановской фильтрации.

При работе блока (8) осуществляется выработка поправок к автономным значениям параметров ориентации. Сущность процесса выработки поправок состоит в формировании и вычислениях расчетных формул, которые осуществляются в реальном масштабе времени. Текущие значения поправок ΔНД II поступают через переключатель (ПК)в цифровой блок (4), где происходит коррекция автономных измерений углов ориентации.

Для оценки возможностей рассматриваемого способа проведено математическое моделирование процесса коррекции курса. При этом использована математическая модель СНС ГЛОНАСС в ограниченном составе орбитальной группировки.

На поверхности Земли в плоскости меридиана определены 8 контрольных точек, в которых решается задача определения поправки курсоуказания. В контрольных точках приемная аппаратура принимает сигналы СНС, вырабатывает данные о координатах видимых навигационных спутников и осуществляет выбор спутников. После выбора пары спутников, пригодных для определения ориентации, и приема автономной измерительной информации вычисляются текущие значения поправки курсоуказания.

Результаты моделирования приведены в Таблицах 1 и 2 и представлены в виде графиков на Фиг.5.

Таблица 1 содержит численные значения погрешности определения курса (Δψ=угл. мин) в диапазоне широт (0-80°) на интервале времени (t=50 сек) с шагом Δt=10 сек. Процесс коррекции осуществляется по сигналам двух навигационных спутников, номера которых приведены в таблице. Результаты коррекции представлены численными значениями погрешности определения поправки курса (Δψ угл. мин) с шагом 10 сек.

Таблица 1. Результаты моделирования процесса выработки поправки Δψ.
t, сек Широта, град Δψ, мин Ψ, мин № КА1 № КА2
00 0 -3.027 34.377 3 24
10 0 -3.02 34.377 3 24
t, сек Широта, град Δψ, мин Ψ, мин № КА1 № КА2
20 0 -3.013 34.377 3 24
30 0 -3.006 34.377 3 24
40 0 -2.998 34.377 3 24
50 0 -2.991 34.377 3 24
00 10 0.034 34.377 3 22
10 10 0.033 34.377 3 22
20 10 0.032 34.377 3 22
30 10 0.031 34.377 3 22
40 10 0.031 34.377 3 22
50 10 0.030 34.377 3 22
00 20 -0.117 34.377 3 22
10 20 -0.118 34.377 3 22
20 20 -0.119 34.377 3 22
30 20 -0.119 34.377 3 22
40 20 -0.12 34.377 3 22
50 20 -0.12 34.377 3 22
00 30 -0.232 34.377 3 22
10 30 -0.232 34.377 3 22
20 30 -0.233 34.377 3 22
30 30 -0.233 34.377 3 22
40 30 -0.234 34.377 3 22
50 30 -0.234 34.377 3 22
00 40 -1.192 34.377 3 20
10 40 -1.188 34.377 3 20
20 40 -1.184 34.377 3 20
30 40 -1.18 34.377 3 20
40 40 -1.176 34.377 3 20
50 40 -1.172 34.377 3 20
00 50 0.396 34.377 1 20
10 50 0.394 34.377 1 20
20 50 0.393 34.377 1 20
30 50 0.392 34.377 1 20
40 50 0.390 34.377 1 20
50 50 0.389 34.377 1 20
00 60 -0.044 34.377 4 22
10 60 -0.043 34.377 4 22
20 60 -0.042 34.377 4 22
30 60 -0.041 34.377 4 22
40 60 -0.04 34.377 4 22
50 60 -0.039 34.377 4 22
00 70 -0.165 34.377 4 21
10 70 -0.164 34.377 4 21
20 70 -0.164 34.377 4 21
30 70 -0.163 34.377 4 21
40 70 -0.163 34.377 4 21
50 70 -0.162 34.377 4 21
00 80 -0.266 34.377 4 21
10 80 -0.265 34.377 4 21
20 80 -0.265 34.377 4 21
t, с Широта, град Δψ, мин Ψ, мин № КА1 № КА2
30 80 -0.264 34.377 4 21
40 80 -0.264 34.377 4 21
50 80 -0.263 34.377 4 21

На Фиг.5 представлены графики погрешности выработки поправок курсоуказания Δψ в зависимости от широты места объекта и номера используемых навигационных спутников.

Характер изменения графиков погрешностей свидетельствует о высокой точности выработки поправок курса по данным СНС. Во всем диапазоне изменения широты объекта (φ=0-80°) погрешность Δψ не превышает - 3÷+4 угловых минут. Полностью отсутствует зависимость точности от широты места объекта. В то же время очевидна связь погрешности и взаимного расположения навигационных спутников и объекта. Решение задачи осуществляется в реальном масштабе времени.

В таблице 2 представлены результаты моделирования влияния погрешности начальной выставки гироскопической системы на точность выработки поправки курса.

Из таблицы 2 следует возможность повышения точности определения поправок ориентации в широком диапазоне погрешностей гироскопической системы.

Помимо выработки поправки курса подобным образом осуществляется по формулам (8), (9) выработка поправок к углам горизонтальной ориентации.

По результатам проведенных исследований можно сделать вывод о высокой эффективности предложенного способа коррекции параметров ориентации объекта. В результате реализации предлагаемого способа достигаются следующие преимущества:

- обеспечивается непрерывная коррекция углов ориентации объекта вырабатываемых гиросистемой;

- коррекция осуществляется в реальном времени функционирования системы;

- коррекция обеспечивается в любом районе мирового океана с точностью, не зависимой от широты места объекта;

- надежность функционирования и высокая точность навигационных определений обеспечивается строгим контролем текущего состояния всех элементов СНС.

Таблица 2. Результаты моделирования процесса выработки поправки.
t, с φ, град. Ψ1, мин δΨ1, мин ΔΨ1, мин Ψ2, мин δΨ2, мин ΔΨ2, мин Ψ3, мин δΨ3, мин ΔΨ3, мин Ψ4, мин δΨ4, мин ΔΨ4, мин №КА
1 2
4800 0 0 0 0 17.189 17.963 -0.775 34.377 37.404 -3.027 68.755 80.334 -11.579 3 24
4810 0 0 0 0 17.189 17.961 -0.773 34.377 37.397 -3.02 68.755 80.311 -11.556 3 24
4820 0 0 0 0 17.189 17.959 -0.771 34.377 37.39 -3.013 68.755 80.287 -11.532 3 24
4800 10 0 0 0 17.189 17.181 0.008 34.377 34.344 0.034 68.755 68.592 0.163 3 22
4810 10 0 0 0 17.189 17.181 0.007 34.377 34.344 0.033 68.755 68.595 0.16 3 22
4820 10 0 0 0 17.189 17.182 0.007 34.377 34.345 0.032 68.755 68.599 0.156 3 22
4800 20 0 0 0 17.189 17.218 -0.03 34.377 34.495 -0.117 68.755 69.214 -0.459 3 22
4810 20 0 0 0 17.189 17.219 -0.03 34.377 34.495 -0.118 68.755 69.216 -0.461 3 22
4820 20 0 0 0 17.189 17.219 -0.03 34.377 34.496 -0.119 68.755 69.218 -0.463 3 22
4800 30 0 0 0 17.189 17.247 -0.058 34.377 34.61 -0.232 68.755 69.68 -0.925 3 22
4810 30 0 0 0 17.189 17.247 -0.058 34.377 34.61 -0.232 68.755 69.682 -0.927 3 22
4820 30 0 0 0 17.189 17.247 -0.058 34.377 34.61 -0.233 68.755 69.683 -0.928 3 22
4800 40 0 0 0 17.189 17.485 -0.296 34.377 35.569 -1.192 68.755 73.59 -4.835 3 20
4810 40 0 0 0 17.189 17.484 -0.295 34.377 35.565 -1.188 68.755 73.574 -4.819 3 20
4820 40 0 0 0 17.189 17.483 -0.294 34.377 35.561 -1.184 68.755 73.558 -4.803 3 20
4800 50 0 0 0 17.189 16.241 0.948 34.377 30.42 3.958 68.755 51.444 17.311 1 20
4810 50 0 0 0 17.189 16.244 0.945 34.377 30.433 3.944 68.755 51.505 17.25 1 20
4820 50 0 0 0 17.189 16.247 0.942 34.377 30.447 3.93 68.755 51.565 17.189 1 20
4800 60 0 0 0 17.189 17.200 -0.011 34.377 34.421 -0.044 68.755 68.912 -0.157 4 22
4810 60 0 0 0 17.189 17.200 -0.011 34.377 34.42 -0.043 68.755 68.908 -0.153 4 22
4820 60 0 0 0 17.189 17.200 -0.011 34.377 34.419 -0.042 68.755 68.904 -0.149 4 22
4800 70 0 0 0 17.189 17.230 -0.041 34.377 34.542 -0.165 68.755 69.407 -0.652 4 21
4810 70 0 0 0 17.189 17.230 -0.041 34.377 34.542 -0.164 68.755 69.405 -0.65 4 21
4820 70 0 0 0 17.189 17.230 -0.041 34.377 34.541 -0.164 68.755 69.403 -0.648 4 21
4800 80 0 0 0 17.189 17.255 -0.066 34377 34.643 -0.266 68.755 69.816 -1.061 4 21
4810 80 0 0 0 17.189 17.255 -0.066 34377 34.643 -0.265 68.755 69.814 -1.059 4 21

ЛИТЕРАТУРА

1. Андреев А.А., Кокорин В.И. и др. Результаты высокоширотных испытаний современных российских морских компасов. Труды международной конференции по интегрированным навигационным системам- СПб.: ЦНИИ «Электроприбор», 2004. с.137-139.

2. Ривкин С.С.Статистический синтез гироскопических устройств. - Л.: Судостроение, 1970.

3. Броксмейер Ч.Ф. Системы инерциальной навигации. - Л.: Судостроение, 1967.

4. Резниченко В.И. Гирокомпас с внешней коррекцией. - М.: Официальный бюллетень изобретений №19, 1996.

5. Пешехонов В.Г. и др. Единая система инерциальной навигации и стабилизации «Ладога-М». Морская радиоэлектроника №1(4), 2003. с.26-30.

Способ спутниковой коррекции гироскопических навигационных систем по данным автономных измерений этих систем и по сигналам спутниковой навигационной системы, включающий выбор навигационных спутников, прием навигационной и служебной информации, вычисление координат места объекта, вычисление поправок к приборным значениям параметров ориентации и коррекцию параметров ориентации, отличающийся тем, что принимают данные гиросистемы о текущих значениях параметров ориентации объекта; выбирают два неколлинеарных навигационных спутника; вычисляют топоцентрические прямоугольные координаты выбранных спутников; вычисляют прямоугольные координаты выбранных спутников в связанной с объектом системе координат; вычисляют поправки к текущим значениям параметров ориентации объекта гиросистемы по данным о текущих значениях параметров ориентации и прямоугольных координат спутников в топоцентрической и связанной с объектом системах координат; корректируют текущие значения параметров ориентации гиросистемы по данным вычисленных поправок.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к области приборостроения и может быть использовано для определения азимута, например, в высокоточных системах различного назначения. .

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

Изобретение относится к области приборостроения и может найти применение при разработке, изготовлении и эксплуатации самоориентирующихся гироскопических систем курсоуказания и курсокреноуказания.

Изобретение относится к области наведения управляемых снарядов. .

Изобретение относится к способам определения угловых параметров движения крылатых беспилотных летательных аппаратов (далее БЛА) и может быть использовано при управлении БЛА, совершающего маневр с помощью различных режимов полета: рикошетирования, планирования и комбинированного режима.

Изобретение относится к измерительной технике и, в частности к средствам прецизионного измерения курса объекта при контроле погрешности выработки курса системами навигации корабля при нахождении его у причала.

Изобретение относится к электромеханическим исполнительным органам систем ориентации искусственных спутников Земли. .

Изобретение относится к области определения азимута заданного направления и может быть использовано в геодезии, навигации, топографии, системах прицеливания и наведения.

Изобретение относится к области виброзащитной техники и может быть использовано для стабилизации в плоскости горизонта мобильных лидаров (объектов), расположенных на автомобилях, и для защиты их от внешних вибрационных механических воздействий, от работающего двигателя автомобиля, служащего генератором электропитания, а также функционально связанных с лидаром систем (навигации, телевизионных, газового анализа, метеосистем).

Изобретение относится к приборостроению, а именно к инерциальным системам навигации с гиростабилизированной платформой. .

Изобретение относится к системам автоматического управления и может найти применение для стабилизации поля зрения и управления линией визирования оптических приборов, размещаемых на подвижных объектах

Изобретение относится к гироскопической технике, а именно к управляемым гиростабилизаторам с косвенной стабилизацией, работающим на подвижных объектах

Изобретение относится к области навигационного приборостроения и может быть использовано для контроля гиростабилизированных платформ космического назначения

Азимутальная ориентация платформы трехосного гиростабилизатора по приращениям угла прецессии гироблока относится к области приборостроения и может быть использована для определения азимута, например, в высокоточных системах различного назначения. Технический результат - повышение точности и сокращение времени определения азимута базового направления, связанного с платформой трехосного гиростабилизатора. Для достижения данных целей используется один из гироблоков системы стабилизации гиростабилизированной платформы, при этом горизонтирование платформы относительно одной из осей осуществляется путем отключения акселерометра от датчика моментов гироблока системы стабилизации по этой оси и подключения его к соответствующему двигателю стабилизации через усилитель стабилизации. Перед началом измерений одну из осей, связанных с платформой трехосного гиростабилизатора, грубо приводят по азимуту к меридиану. Одновременно со считыванием информации с широкодиапазонного кодового датчика угла гироблока рассчитываются номинальные значения данного угла в соответствии с уравнением номинального движения, а азимут оси чувствительности гироблока определяют по информационным сигналам, равным разности между номинальными значениями угла прецессии гироблока и соответствующими значениями датчика угла этого гироблока. 1 ил.

Изобретение относится к области приборостроения и может быть использовано для определения азимутального положения платформы трехосного гиростабилизатора, например, в высокоточных навигационных системах различного назначения. Технический результат - расширение функциональных возможностей и повышение точности. Для этого определение азимута осуществляется без связи с заданным базовым направлением на Земле. Перед началом измерений платформа грубо приводится в требуемое положение по азимуту, при этом в датчик моментов азимутального гироблока подается расчетный управляющий сигнал. Азимутальное положение платформы определяется по информации о токах коррекции в датчиках моментов системы точного приведения платформы в горизонт.

Изобретение относится к области гироскопических систем и может быть использовано для определения азимутального положения платформы трехосного гиростабилизатора, например, в высокоточных навигационных системах различного назначения. Предлагаемый способ заключается в том, что корпус одного из гироблоков, вектор кинетического момента которого направлен примерно на запад или на восток, поворачивают относительно платформы трехосного гиростабилизатора в азимуте вслед за поворотом гироскопа к меридиану. Поворот корпуса осуществляется следящей системой, состоящей из шагового двигателя, на вход которого поступают импульсы, частота следования которых пропорциональна сигналу, снимаемому с датчика угла гироблока. Азимут платформы трехосного гиростабилизатора определяется путем обработки информации об угле поворота корпуса гироблока, который пропорционален числу импульсов на входе шагового двигателя.

Способ коррекции дрейфа микромеханического гироскопа, используемого в системе дополненной реальности на движущемся объекте. Изобретение относится к области навигационного приборостроения. Для повышении эффективности пространственной ориентации операторов, управляющих подвижными объектами (автомобилями, водными и воздушными судами) могут применяться системы дополненной реальности в виде наголовных модулей, включающие, в том числе, автономные подсистемы ориентации, обеспечивающие определение трех угловых координат положения линии наблюдения в пространстве. Недостатком подсистем ориентации, выполненных на микромеханических элементах (гироскопах, акселерометрах, магнитометрах) является значительный дрейф данных, особенно по углу рыскания, достигающий нескольких сотен градусов в час. Технический результат предлагаемого изобретения состоит в повышение точности пространственной ориентации посредством микромеханических гироскопов за счет коррекции их дрейфа с помощью данных спутниковой навигационной системы и оптического распознавания маркеров дополненной реальности. Технический результат достигается тем, что по данным бортового приемника спутниковой навигационной системы с помощью метода регрессионного анализа строится трехмерный вектор движения объекта и, при обнаружении участка прямолинейного движения, производится коррекция показаний гироскопа по углам рыскания и тангажа путем приведения их к угловым координатам текущего вектора движения. Для учета положения головы оператора относительно движущегося объекта применяется оптическое распознавание графических маркеров (четких изображений различных геометрических фигур), неподвижно размещенных на объекте в поле зрения видеокамеры, также входящей в наголовный модуль системы дополненной реальности. 1 ил.

Изобретение относится к системам автоматического регулирования, а конкретно к двухосным управляемым гиростабилизаторам оптической линии визирования, работающим на подвижных объектах и предназначенным для стабилизации и наведения линии визирования. Устройство содержит исполнительные двигатели наружной и внутренней рамок, установленные на осях вращения наружной и внутренней рамок, усилители каналов наружной и внутренней рамок, выходы которых соединены с входами исполнительных двигателей наружной и внутренней рамок, выходные валы наружной и внутренней рамок, связанные с выходами исполнительных двигателей наружной и внутренней рамок, электронный преобразователь координат, выходы которого соединены с входами усилителей каналов наружной и внутренней рамок. Дополнительно введены пульт наведения, входы которого связаны с сигналами углов наведения на цель по азимуту и высоте, постоянного угла наклона наружной рамки и угла поворота выходного вала подвеса, а выходы пульта наведения соединены с соответствующими входами электронного преобразователя координат, исполнительный двигатель подвеса, установленный на основании, усилитель канала подвеса, вход которого соединен с выходом пульта наведения, а выход усилителя канала подвеса соединен с входом исполнительного двигателя подвеса. Техническим результатом является повышение точности наведения двухосного гиростабилизатора в подвесе за счет использования электронного преобразователя координат в устройстве наведения.

Изобретение относится к области навигационного приборостроения и может быть использовано для определения положения платформы трехосного гиростабилизатора в азимуте, например, в высокоточных навигационных системах различного назначения. Технический результат - возможность определения азимутального положения гиростабилизированной платформы в условиях азимутальных смещений основания, упрощение конструкции, сокращение времени и повышение точности определения азимутального положения платформы. Для этого измерения производятся в инерциальном режиме функционирования системы стабилизации платформы относительно вертикальной оси. Перед началом измерений платформа грубо устанавливается и удерживается в требуемом исходном положении по азимуту. Азимутальное положение определяется по информации о токах обратной связи и углах поворота штатного гироблока, отключаемого от системы стабилизации и включаемого в режим датчика угловой скорости. Стабилизация и горизонтирование платформы при измерениях осуществляется соответствующим акселерометром, подключенным через усилитель к двигателю стабилизации. 1 з.п. ф-лы.

Изобретение относится к области гироскопических систем и может быть использовано в навигационных системах. Технический результат - расширение функциональных возможностей. Для этого определение азимута производится при введении одного из гироблоков системы стабилизации в компасный режим путем его отключения от штатного канала системы стабилизации, при осуществлении стабилизации и горизонтирования платформы в измененном канале стабилизации с помощью соответствующего акселерометра, отключаемого от датчика моментов гироблока и подключаемого через усилитель к двигателю стабилизации платформы измененного канала, а также при осуществлении режима «памяти» в азимутальном канале. В расчетный момент времени на датчик моментов гироблока подаются управляющие сигналы, возвращающие гироскоп в исходное положение. Определение азимута исходного положения платформы производится по сигналам с датчика угла гироблока и акселерометра. Использование управляющих сигналов дает возможность сократить время измерительного процесса за счет совмещения его с процессом приведения компасного гироскопа в исходное положение при одновременном обеспечении заданной точности определения азимута платформы, а также возможность для ТГС дальнейшего непрерывного функционирования по назначению.
Наверх