Способ определения параметров модели погрешностей измерений акселерометров ведомой инерциальной навигационной системы по измерениям эталонной инерциальной навигационной системы



Способ определения параметров модели погрешностей измерений акселерометров ведомой инерциальной навигационной системы по измерениям эталонной инерциальной навигационной системы

 


Владельцы патента RU 2505785:

Федеральное государственное унитарное предприятие "Научно-производственный центр автоматики и приборостроения имени академика Н.А. Пилюгина" (ФГУП "НПЦАП") (RU)

Изобретение относится к области приборостроения и может быть использовано в инерциальных систем управления для определения навигационных параметров управляемых подвижных объектов. Технический результат - повышение точности. Для этого в ходе движения осуществляют определение параметров модели погрешностей измерений акселерометров ведомой инерциальной навигационной системы (ИНС) по измерениям эталонной ИНС на основе измерения кажущихся ускорений движущегося в инерциальном пространстве объекта-носителя и жестко связанного с ним отделяемого объекта. Эти измерения осуществляют акселерометрами эталонной инерциальной навигационной системы в базовой инерциальной системе координат (БИСК) и акселерометрами ведомой инерциальной навигационной системы в приборной инерциальной системе координат (ПИСК). При этом обеспечивают повышение точности счисления траектории центра масс отделяемого объекта, повышение точности ориентации осей чувствительности акселерометров ведомой ИНС отделяемого объекта в БИСК и точности прогнозирования траектории отделяемого объекта за счет устранения погрешностей в измерениях акселерометров ведомой ИНС.

 

Изобретение относится к области навигации различных объектов, движущихся в инерциальном пространстве и имеющих на борту две инерциальные навигационные системы (ИНС), из которых одна - высокоточная, другая - относительно грубая. Первая принимается за эталонную; вторая является навигационной системой, параметры погрешностей измерений акселерометров которой должны быть уточнены (доопределены) в ходе полета.

К объектам, оснащенными такими системами, могут относиться наземные и морские транспортные средства (автомобили, суда), а также воздушные и космические летательные аппараты (самолеты, ракеты-носители, разгонные блоки, космические аппараты), от которых на определенных этапах полета, как от носителей, происходит отделение некоторых объектов. Носители несут высокоточную инерциальную навигационную систему, которую будем называть “эталонной”, а отделяемые от них - менее точную. Для ее обозначения будем употреблять термин “ведомая”.

Известны способы калибровки чувствительных элементов (ЧЭ) при стендовых испытаниях У. Ригли, У. Холлистер, У. Денхард «Теория, проектирование и испытания гироскопов» изд. Мир, М., 1972 г; или И.Е.Виноградов, И.В. Гусев, А.И. Глазков «Определение калибровочных параметров инерциальных измерительных блоков (ИИБ) с помощью трехосного поворотного стола». Труды «ФГУП НПЦАП» «Системы и приборы управления» №2(8) 2009 г; «Способ калибровки ЧЭ БИНС и устройство для его осуществления», патент на изобретение №2334947 приоритет от 26.03.2007 г. Ф.И. Макарченко, С.А. Зайцев, А.И. Калинин, Т.Н. Румянцев.

Недостатком этих способов является отсутствие возможности калибровки ЧЭ инерциальных навигационных систем, в том числе акселерометров, в ходе движения.

Известен способ автономного определения начальной ориентации приборной системы координат бесплатформенного инерциального блока управляемого объекта относительно базовой (стартовой) системы координат [1]. Для достижения данного результата по сигналам акселерометров определяют приращения проекций вектора кажущейся скорости на оси приборной системы координат. Затем определяют вектор скорости и вектор ускорения, производят измерения датчиками угловой скорости бесплатформенного инерциального блока (БИБ). По значениям измеренных ускорений и угловой скорости вращения Земли определяют угловое положение приборной системы координат относительно базовой (стартовой) системы координат, широту места испытаний, положение осей карданова подвеса относительно базовой системы координат и проекции угловой скорости вращения Земли на оси карданова подвеса. Затем осуществляют калибровку чувствительных элементов БИБ и повторно определяют начальную ориентацию приборной системы координат относительно базовой системы координат.

Недостатком способа является возможность его использования лишь в неподвижной точке Земли, ограничивающий его применение, тем более невозможность определять параметры модели погрешностей акселерометров в ходе движения, в частности, в полете.

Известен способ [2] определения в полете коэффициентов модели погрешностей гиростабилизаторов, в том числе модели погрешностей акселерометров, установленных на стабилизированной площадке, путем измерения сигналов на выходе акселерометров и уходов гироблоков при специальных вращениях гиростабилизированной платформы относительно ее осей стабилизации (одной или нескольких), определения проекции угловой скорости вращения основания по заданным направлениям, вычисления линейных ускорений и вычитания их из сигналов, поступающих с выходов акселерометров, формирования сигналов из скорректированных сигналов акселерометров, меняющихся от цикла определения погрешностей к циклу в процессе разворота гиростабилизированной платформы, формирования суммарных выходных сигналов модели из полученных составляющих, определения сигнала ошибки, в том числе ошибки акселерометров, после чего должным образом подстраивают весовые коэффициенты модели погрешностей до тех пор, пока не будет достигнут допустимый минимум разности сигнала, сформированного в модели, и сигнала суммарных уходов гироблоков и ошибок акселерометров.

Способ имеет практический смысл в тех случаях, когда имеется возможность совершать фиксированные развороты стабилизированной площадки и проводить длительное время при таких условиях необходимые измерения, в том числе измерения акселерометров.

На практике эти условия часто не выполняются, например, на активных участках полета ракеты-носителя (РН) или разгонного блока (РБ) при работающих маршевых двигателях, когда специальные вращения стабилизированной площадки недопустимы, поскольку могут противоречить решению основной задачи управления.

Известен способ [3] определения траектории движения подвижных объектов в базовой инерциальной системе координат (БИСК) путем численного интегрирования основного уравнения инерциальной навигации по информации о компонентах вектора кажущегося ускорения, поставляемых тройкой некомпланарных акселерометров ИНС носителя. Параллельно аналогичное счисление навигационной траектории выполняется с использованием показаний акселерометров ИНС объекта, который впоследствии должен быть отделен от носителя.

Перед началом счисления траекторий осуществляется выставка осей каждой системы в БИСК. В качестве БИСК обычно принимается начально-стартовая система координат. Выставка ведомой ИНС осуществляется на основе измерений исключительно ее собственных чувствительных элементов. При этом точность выставки ведомой ИНС вследствие относительно низкой точности ее чувствительных элементов, а также возможных динамических возмущений, вызванных, например, ветровыми воздействиями на объект во время предстартовой выставки, оказывается недостаточной для решения задач управления отделяемого объекта. Погрешность ориентации ведомой ИНС по отношению к эталонной будем характеризовать матрицей МКПБ.

Погрешность ориентации эталонной ИНС в БИСК полагается пренебрежимо малой. Поэтому матрица МКПБ характеризует погрешность знания положения осей чувствительности акселерометров ведомой ИНС по отношению и к БИСК, в которой осуществляется решение навигационных задач обеими ИНС.

Недостатком данного способа, принятого за прототип, является невозможность определения в полете параметров погрешностей акселерометров ведомой ИНС при наличии даже незначительных ошибок знания ориентации последней.

Следствием этого является недостаточная точность решения задачи навигации после начала самостоятельного движения отделяемого объекта, а, в конечном счете, недостаточная точность выполнения им задачи управления. Такая ситуация характерна, например, для полета разгонного блока, когда после отделения от РН он выполняет задачу доставки полезных грузов на целевые орбиты, особенно когда это происходит в течение значительного времени.

Предлагаемый способ предназначен для повышения точности определения траектории центра масс, повышения точности ориентации осей чувствительности акселерометров в базовой инерциальной системе координат и точности прогнозирования траектории отделяемого объекта, в том числе и после перехода на самостоятельное решение им задач навигации и управления, за счет определения (уточнения) в период совместного движения носителя и отделяемого объекта зависящих , , и независящих , , от перегрузки параметров модели погрешностей измерений акселерометров ведомой ИНС. Параметры характеризуют ошибки масштабных коэффициентов измерений акселерометров, - ошибки нулей измерений акселерометров. Величины параметров полагаем ограниченными, так что:

; , j=1, 2, 3,

где и - заданные константы.

Предполагается, что ИНС отделяемого объекта содержит не менее трех акселерометров с некомпланарным расположением осей чувствительности, ориентация которых по отношению к осям чувствительности акселерометров эталонной инерциальной системы известна с погрешностью, характеризующейся матрицей МКПБ.

Поставленная задача достигается тем, что в известный способ, принятый за прототип, определения прогнозируемой в базовой (начально-стартовой) инерциальной системе координат траектории центра масс, включающий измерения векторов кажущегося ускорения движущегося в инерциальном пространстве объекта-носителя и жестко связанного с ним отделяемого объекта, производимые акселерометрами эталонной инерциальной навигационной системой в БИСК и ведомой ИНС в приборной инерциальной системе координат (ПИСК), которая образуется осями чувствительности акселерометров ИНС отделяемого объекта, передачи с определенной периодичностью результатов измерений акселерометров эталонной ИНС носителя в вычислительное устройство (ВУ) отделяемого объекта, в ходе движения, начиная с некоторого момента ti, по измерениям акселерометров ИНС отделяемого объекта накапливают кажущиеся скорости до достижения модулем вектора кажущейся скорости, получаемой по показаниям акселерометров этой ИНС, заданного значения, в этот момент ti+1 фиксируют в ВУ отделяемого объекта компоненты векторов кажущейся скорости, накопленные на интервале [ti,ti+1] по показаниям ИНС носителя и по показаниям ИНС отделяемого объекта, по этим данным определяют и запоминают в ВУ отделяемого объекта:

- разности одноименных компонент этих векторов

- разности модулей векторов

где wэт(ti,ti+1) и wвед(ti,ti+1) векторы кажущейся скорости, накопленные на интервале [ti,ti+1] по показаниям акселерометров эталонной и ведомой ИНС, соответственно;

Δwвед(ti,ti+1) - вектор разностей компонент кажущихся скоростей или, говоря иначе, вектор суммарных ошибок компонент кажущейся скорости, накопленных на рассматриваемом интервале [ti,ti+1], обусловленных всей совокупностью погрешностей измерений ведомой ИНС (ИНС отделяемого объекта);

Δww(ti,ti+1) - разность модулей накопленных векторов кажущейся скорости или, говоря иначе, ошибка модуля кажущейся скорости, накопленной на интервале [ti,ti+1] по показаниям акселерометров ведомой ИНС;

- относительные проекции векторов кажущейся скорости, накопленные на интервале [ti,ti+1] отдельно по оси чувствительности каждого акселерометра ведомой ИНС, на вектор набранной по показаниям эталонной ИНС кажущейся скорости

где (•,•) - обозначение скалярного произведения векторов,

- единичный вектор вектора кажущейся скорости в БИСК, накапливаемой на интервале [ti,ti+1] по показаниям эталонной ИНС,

wвед(j)(ti,ti+1) - вектор кажущейся скорости в БИСК, полученный на интервале [ti,ti+1] по показаниям j-го акселерометра ведомой ИНС,

- проекция единичного вектора

на ,

wвед(j)(ti,ti+1)=wвед(j)(ti,ti+1)j,

где j - орт оси чувствительности j-го акселерометра ведомой ИНС в проекциях на оси БИСК.

Такие действия повторяют несколько раз: не менее чем дважды на интервалах активного движения, характеризующихся значительными перегрузками и взаимно неколлинеарными направлениями накапливаемых на них векторов кажущейся скорости при заданных значениях модулей этих векторов, и хотя бы раз на участке , отличающимся малыми значениями ускорений и достаточной продолжительностью .

Согласно сказанному интервалы активного движения характеризуются условиями:

где - единичный вектор кажущейся скорости, накапливаемой на интервале (i=1, 3, 5) активного движения,

w - заданная положительная константа, определяющая минимально-допустимый по модулю угол разнопараллельности векторов кажущейся скорости, накапливаемых на рассматриваемых интервалах,

wак - выбранная константа.

Интервал движения с малыми перегрузками, обозначаемый как , характеризуется следующими условиями:

причем ,

где - абсолютное значение ν-й компоненты вектора кажущегося ускорения , ν=x, y, z - оси БИСК,

- модуль гравитационного ускорения,

wmin - некоторая константа. Можно принять wmin=wак,

- например, некоторый интервал участка орбитального полета разгонного блока, характеризующийся движением РБ с выключенными маршевыми двигателями, но при возможных периодических срабатываниях двигателей стабилизации.

С учетом (6) на выполняется неравенство

Откуда вытекает, что для интервала движения при матрице ошибок ориентации МКПБ, элементы (компоненты вектора поворота) которой соответствуют угловым ошибкам порядка единиц градусов, справедливо:

где - определяемый по формуле (1) вектор суммарных ошибок компонент кажущейся скорости, обусловленных влиянием на интервале погрешностей измерений ведомой ИНС;

- интеграл от функции влияния независящей составляющей ошибки измерений j-го акселерометра на погрешность компоненты вектора кажущейся скорости в проекции на ось чувствительности данного акселерометра.

По значениям (2) ошибок модуля кажущейся скорости, накопленных на интервалах , характеризующихся условиями (4), (5), с учетом найденных с помощью (8) параметров из системы линейных уравнений

определяют параметры .

В (9): и - определяемые с использованием (3) интегралы от функций влияния параметров соответственно и на ошибку модуля вектора кажущейся скорости, накапливаемой по показаниям акселерометров ведомой ИНС на интервале .

Таким образом, предлагается способ определения параметров модели погрешностей измерений акселерометров ведомой инерциальной навигационной системы (ИНС) по измерениям эталонной ИНС, включающий измерения кажущихся ускорений движущегося в инерциальном пространстве объекта-носителя и жестко связанного с ним отделяемого объекта, производимые акселерометрами эталонной инерциальной навигационной системы объекта-носителя в базовой инерциальной системе координат (БИСК) и акселерометрами ведомой инерциальной навигационной системы отделяемого объекта в приборной инерциальной системе координат (ПИСК), которая образуется осями чувствительности акселерометров ведомой ИНС, передачи с определенной периодичностью результатов измерений акселерометров эталонной ИНС носителя в вычислительное устройство (ВУ) отделяемого объекта. В ходе движения, начиная с некоторого момента ti, по измерениям акселерометров эталонной ИНС и ведомой ИНС накапливают кажущиеся скорости до достижения модулем вектора кажущейся скорости, получаемой по показаниям акселерометров ведомой ИНС, заданного значения. В этот момент ti+1 фиксируют в ВУ отделяемого объекта компоненты векторов кажущейся скорости, накопленные на интервале [ti,ti+1] по показаниям эталонной ИНС и ведомой ИНС. По этим данным определяют и запоминают в ВУ отделяемого объекта ошибку модуля вектора кажущейся скорости, вызванную погрешностями измерений ведомой инерциальной навигационной системы, и относительные проекции трех векторов кажущейся скорости, сформированные по показаниям каждого отдельного акселерометра ведомой ИНС, на орт кажущейся скорости, накопленной по показаниям акселерометров эталонной ИНС. Повторяют такие действия не менее чем на двух интервалах активного движения, характеризующихся взаимно неколлинеарными направлениями накапливаемых на них и на первом интервале векторов кажущейся скорости. По показаниям акселерометров эталонной ИНС объекта-носителя и ведомой ИНС отделяемого объекта, накопленным хотя бы на одном участке движения , характеризующимся малыми значениями перегрузок по осям БИСК и достаточной продолжительностью участка, определяют в ВУ отделяемого объекта ошибки кажущейся скорости по осям чувствительности каждого акселерометра ведомой ИНС, вызванные совокупным влиянием погрешностей измерений этой ИНС. Значение ошибки каждого акселерометра делят на величину интеграла от функции влияния погрешности измерений соответствующего акселерометра, независящей от перегрузки, на погрешность накапливаемой на интервале по оси чувствительности данного акселерометра кажущейся скорости, тем самым определяют и запоминают параметры погрешностей измерений каждого акселерометра, независящие от перегрузки. Из запомненных ошибок модулей измеренной кажущейся скорости, полученных не менее чем на трех интервалах активного движения, характеризующихся значительными перегрузками, вычитают результаты умножений значений параметров погрешностей, независящих от перегрузки, на величины интегралов от функции влияния данного параметра каждого акселерометра ведомой ИНС на ошибку модуля кажущейся скорости, набранной на соответствующем интервале активного движения, и определяют тем самым значения правых частей системы линейных уравнений для параметров погрешностей измерений акселерометров, зависящих от перегрузки. Решают линейную систему, определяют из нее и запоминают значения параметров погрешностей измерений акселерометров, зависящих от перегрузки. По найденным значениям независящих и зависящих от перегрузки параметрам погрешностей каждого акселерометра ведомой ИНС уточняют получаемые от этих акселерометров текущие значения кажущихся ускорений и используют их при численном интегрировании в реальном масштабе времени основного уравнения инерциальной навигации навигационной траектории отделяемого объекта.

Техническим результатом предлагаемого способа является определение в ходе движения независящих и зависящих от перегрузки параметров модели погрешностей измерения акселерометров ведомой ИНС и учет их в текущих показаниях акселерометров, что обеспечивает более точное формирование компонент вектора кажущегося ускорения, а, значит, и более точное счисление траектории движения отделяемого объекта с помощью численного интегрирования основного уравнения инерциальной навигации с уточненными значениями входящих в него компонент кажущегося ускорения. Одновременно это обеспечивает повышение точности ориентации осей чувствительности акселерометров ведомой ИНС в БИСК за счет устранения из элементов матрицы МКПБ составляющих, обусловленных ошибками измерений акселерометров.

Литература

1. 3аявка: 2008150507/28, 19.12.2008. Патентообладатель: ФГУП "НПЦАП" (RU).

2. Заявка: 98109135/09, 13.05.1998. (43) Дата публикации заявки: 20.03.20003.

3. Статистическая динамика и оптимизация управления летательных аппаратов. А.А. Лебедев, В.Т. Бобронников, М.Н. Красильщиков, В.В. Малышев. - М.: Машиностроение, 1985, стр.85-87.

Способ определения параметров модели погрешностей измерений акселерометров ведомой инерциальной навигационной системы (ИНС) по измерениям эталонной ИНС, включающий измерения кажущихся ускорений движущегося в инерциальном пространстве объекта-носителя и жестко связанного с ним отделяемого объекта, производимые акселерометрами эталонной инерциальной навигационной системы объекта-носителя в базовой инерциальной системе координат (БИСК) и акселерометрами ведомой инерциальной навигационной системы отделяемого объекта в приборной инерциальной системе координат (ПИСК), которая образуется осями чувствительности акселерометров ведомой ИНС, передачи с определенной периодичностью результатов измерений акселерометров эталонной ИНС носителя в вычислительное устройство (ВУ) отделяемого объекта, отличающийся тем, что в ходе движения, начиная с некоторого момента ti, по измерениям акселерометров эталонной ИНС и ведомой ИНС накапливают кажущиеся скорости до достижения модулем вектора кажущейся скорости, получаемой по показаниям акселерометров ведомой ИНС, заданного значения, в этот момент ti+1 фиксируют в ВУ отделяемого объекта компоненты векторов кажущейся скорости, накопленные на интервале [ti,ti+1] по показаниям эталонной ИНС и ведомой ИНС, по этим данным определяют и запоминают в ВУ отделяемого объекта ошибку модуля вектора кажущейся скорости, вызванную погрешностями измерений ведомой инерциальной навигационной системы, и относительные проекции трех векторов кажущейся скорости, сформированные по показаниям каждого отдельного акселерометра ведомой ИНС, на орт кажущейся скорости, накопленной по показаниям акселерометров эталонной ИНС, повторяют такие действия не менее чем на двух интервалах активного движения, характеризующихся взаимно неколлинеарными направлениями накапливаемых на них и на первом интервале векторов кажущейся скорости, по показаниям акселерометров эталонной ИНС объекта-носителя и ведомой ИНС отделяемого объекта, накопленным хотя бы на одном участке движения характеризующимся малыми значениями перегрузок по осям БИСК и достаточной продолжительностью участка, определяют в ВУ отделяемого объекта ошибки кажущейся скорости по осям чувствительности каждого акселерометра ведомой ИНС, вызванные совокупным влиянием погрешностей измерений этой ИНС, значение ошибки каждого акселерометра делят на величину интеграла от функции влияния погрешности измерений соответствующего акселерометра, независящей от перегрузки, на погрешность накапливаемой на интервале по оси чувствительности данного акселерометра кажущейся скорости, тем самым определяют и запоминают параметры погрешностей измерений каждого акселерометра, независящие от перегрузки, из запомненных ошибок модулей измеренной кажущейся скорости, полученных не менее чем на трех интервалах активного движения, характеризующихся значительными перегрузками, вычитают результаты умножений значений параметров погрешностей, не зависящих от перегрузки, на величины интегралов от функции влияния данного параметра каждого акселерометра ведомой ИНС на ошибку модуля кажущейся скорости, набранной на соответствующем интервале активного движения, и определяют тем самым значения правых частей системы линейных уравнений для параметров погрешностей измерений акселерометров, зависящих от перегрузки, решают линейную систему, определяют из нее и запоминают значения параметров погрешностей измерений акселерометров, зависящих от перегрузки, по найденным значениям не зависящих и зависящих от перегрузки параметров погрешностей каждого акселерометра ведомой ИНС уточняют получаемые от этих акселерометров текущие значения кажущихся ускорений и используют их при численном интегрировании в реальном масштабе времени основного уравнения инерциальной навигации навигационной траектории отделяемого объекта.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к области приборостроения и может быть использовано в инерциальных навигационных системах (ИНС) управления для определения навигационных параметров управляемых подвижных объектов.

Изобретение относится к области радиотехники, а именно к космической межспутниковой связи, и может быть использовано в космической спутниковой навигационной группировке ГЛОНАСС.

Изобретение относится к области обнаружения воздушных объектов (ВО), а также к областям автоматизированных систем управления и обработки, оптики, спутниковой навигации и вычислительной техники, и может быть использовано для автоматизированного обнаружения и сопровождения ВО. Способ фотонной локации воздушного объекта (ВО), характеризующийся обнаружением ультрафиолетовым приемником (УФП) фотонного излучения ВО, обработкой принятого сигнала в УФП, а затем в вычислителе, и определением координат нахождения этого ВО в пространстве в соответствующий момент системы единого времени (СЕВ), при этом привязку к единой системе координат и к СЕВ осуществляют с помощью локальной контрольно-корректирующей станции (ЛККС), принимающей кроме фотонного излучения ВО с помощью УФП еще от навигационных спутников (НС) действующих глобальных навигационных систем периодические радиопосылки, содержащие коды текущих значений СЕВ на момент излучения радиопосылок соответствующими НС, а также данные для точного расчета координат дислокации ЛККС и входящего в нее УФП, которые обрабатываются группой спутниковых приемников и вычислителем ЛККС, отличающийся тем, что обнаружение фотонного излучения ВО, источниками которого являются области ионизации газов возле носовой части и сопла движущегося ВО, осуществляют с помощью первой и второй групп УФП, размещенных соответственно на первой и второй вертикальных синхронно и синфазно механически вращающихся вокруг своих осей в азимутальной плоскости мачтах, разнесенных друг от друга на базовое расстояние, причем с помощью каждой из групп УФП обнаружение фотонного излучения ВО в каждый данный момент времени осуществляют со всех направлений 90-градусной угломестной плоскости за счет равномерного распределения оптических осей УФП каждой группы на этих 90 градусах при узкой диаграмме направленности УФП в азимутальной плоскости, а за счет вращения мачт на каждом 360-градусном обзоре - последовательно со всех направлений 180-градусной угломестной плоскости, принимаемые каждой группой УФП излучения ВО при их наличии преобразуют в каждом УФП в цифровой код, а затем регистрируют в памяти вычислителя раздельно для каждой мачты упорядоченно для каждого обнаруженного излучения с фиксацией полученных азимутального угла и угла места, причем азимутальный угол по каждой мачте вычисляют по середине сектора непрерывно принимаемого излучения, формируемого в результате поворота мачт, а угол места по каждой мачте вычисляют по середине сектора непрерывно принимаемого излучения соответствующей совокупностью смежных УФП, одновременно с полученными углами азимута и места по каждому излучению для каждой мачты в памяти вычислителя регистрируют соответствующие данные отсчета СЕВ и рассчитанные по полученным углам значения дальности и высоты, после чего для текущего обзора отождествляют раздельно полученные отсчеты по каждой мачте по их общим признакам углов, дальности и высоты в конкретные координаты конкретных обнаруженных ВО, которые уточняются на очередном и последующих обзорах по признакам уточненных углов, дальности и высоты ВО, а также - по появляющимся дополнительным общим признакам скорости, маневра и направления движения ВО. Техническим результатом заявляемого изобретения является обеспечение пассивной локации ВО, не имеющих на их борту ультрафиолетовых передатчиков, путем приема и обработки слабых фотонных излучений от носовых и хвостовых частей движущихся ВО с помощью разнесенных друг от друга двух синхронно сканирующих пространство групп УФП.

Изобретение относится к области ракетной техники, а именно к контролю исправности гироскопических измерителей вектора угловой скорости космического аппарата. Отличием предложенного технического решения является то, что способ формируют пять пороговых сигналов, сигналы норм гирокватернионов, сигналы норм базисов, сигнал нормы астрокватерниона, определяют скорости изменения выходных сигналов каждого из гироскопов и при превышении ими первого порогового сигнала формируют второй сигнал неисправности, определяют сигналы разностей сигналов гирокватернионов базисов и при превышении ими второго порогового сигнала формируют третий сигнал неисправности, после получения хотя бы одного сигнала неисправности определяют сигнал разности между сигналом нормы гирокватерниона рабочего базиса и сигналом нормы астрокватерниона и при превышении ею третьего порогового сигнала формируют четвертый сигнал неисправности, эпизодически на интервале времени в пять минут определяют сигналы разности сигналов гирокватернионов сигналов базисов и сигнала астрокватерниона и при превышении ею четвертого порогового сигнала формируют пятый сигнал неисправности, эпизодически в течение четырех секунд после получения третьего сигнала неисправности размыкают контур управления космическим аппаратом, подают на вход исполнительного устройства тестовый пробный сигнал, измеряют выходные сигналы гироскопов и при превышении ими пятого порогового сигнала формируют шестой сигнал неисправности.

Устройство для выбора астрономических объектов наблюдения с орбитального космического аппарата (КА) относится к космической технике. Устройство для выбора астрономических объектов наблюдения с орбитального КА включает глобус с нанесенной на него картой звездного неба, два охватывающих глобус кольца, центры которых совмещены с центром глобуса, элемент с круговым контуром, проекция которого на поверхность глобуса образует окружность, ограничивающую сегмент поверхности глобуса с углом полураствора, отсчитываемым от направления из центра глобуса на центр упомянутого сегмента поверхности глобуса, равным углу полураствора видимого с КА диска расположенной в центре околокруговой орбиты КА планеты, и дуговой элемент, соединенный с упомянутым элементом с круговым контуром.

Изобретение относится к области космической техники и может быть использовано для определения и выбора объектов наблюдения с борта орбитального космического аппарата (КА), движущегося по околокруговой орбите.

Изобретение относится к спутниковой навигации и может использоваться для эфемеридного обеспечения процесса управления космическими аппаратами глобальной навигационной спутниковой системы (КА ГНСС).

Изобретение относится к спутниковой навигации и может использоваться для оперативного контроля целостности навигационного поля глобальной навигационной спутниковой системы (ГНСС).

Изобретение относится к области навигационного приборостроения и может быть использовано в системах управления космическими аппаратами (КА). .

Изобретение может использоваться на космических аппаратах (КА) дистанционного зондирования Земли, снимки с которых должны удовлетворять жестким требованиям по координатной привязке, и в качестве средства определения ориентации КА. Телескоп содержит в первом канале главное зеркало, вторичное зеркало, линзовый корректор, регистрирующее устройство, размещенное в фокальной плоскости телескопа, и во втором канале - плоское наклонное эллиптическое зеркало для наблюдения звезд, размещенное в плоскости пересечения первого и второго каналов. Центральная часть обращенной в сторону вторичного зеркала поверхности главного зеркала, на которую попадает свет от Земли, закрыта зеленым отражающим светофильтром. В центральной зоне поперечного сечения второго канала установлена круглая диафрагма, препятствующая попаданию в первый канал той части света от звезд, которая не попадает на плоское наклонное эллиптическое зеркало. Часть обращенной в сторону линзового корректора поверхности регистрирующего устройства закрыта красным пропускающим светофильтром. Технический результат - возможность регистрации достаточного количества звезд одновременно с получением изображения земной поверхности для уменьшения погрешности координатной привязки этого изображения. 1 з.п. ф-лы, 1 ил.

Изобретение относится к приборам навигации космических аппаратов по Солнцу или иным светящимся ориентирам. Целью изобретения является расширение поля зрения и повышение надежности устройства, измеряющего две угловые координаты светящегося ориентира. Указанная цель достигается за счет расположения определенным образом в пространстве элементарных фоточувствительных элементов, образующих многоэлементный фотоприемник, и извлечения из величин их сигналов, порядковых номеров, величины углового шага и угла наклона осей диаграмм направленности информации о двух угловых координатах светящегося ориентира. Устройство многоэлементного приемника, обуславливаемое методом определения угловых координат, позволяет реализовать датчик угловых координат в виде полупроводниковой интегральной микросхемы, добавив к нему аналого-цифровой преобразователь, вычислительное устройство, устройство управления и устройство информационного обмена. 4 н.п. ф-лы, 7 ил.

Изобретения относятся к вычислительной технике и могут быть использованы для обнаружения неисправностей спутников и корректировки таких неисправностей. Техническим результатом является возможность определения типа неисправности. Способ реализован при помощи устройства гибридизации, содержащего банк фильтров Калмана, каждый из которых формирует гибридное навигационное решение на основе инерциальных измерений, рассчитанных виртуальной платформой, и необработанных измерений сигналов, переданных группой спутников и полученных от системы спутникового позиционирования (GNSS), и включает этапы, на которых определяют для каждого из спутников, по меньшей мере, одно отношение правдоподобия между гипотезой наличия у данного спутника неисправности определенного типа и гипотезой отсутствия у спутника неисправности, констатируют наличие у спутника неисправности определенного типа на основе отношения правдоподобия, соответствующего неисправности определенного типа, и порогового значения, оценивают влияние констатированной неисправности на каждое из гибридных навигационных решений, и корректируют гибридные навигационные решения в соответствии с оценкой влияния констатированной неисправности. 2 н. и 12 з.п. ф-лы, 3 ил.

Изобретение относится к приборам ориентации по солнцу и касается оптического солнечного датчика. Датчик содержит широкопольный входной оптический элемент, кодовую маску, светофильтр, защитный экран и матричное фотоприемное устройство МФПУ. Входной оптический элемент выполнен в виде составного моноблока и имеет форму четырехугольной призмы. Моноблок содержит центральную призму в форме четырехугольной усеченной правильной пирамиды, боковые грани которой имеют поглощающее покрытие и четыре боковые одинаковые призмы в форме четырехугольных неправильных пирамид. Одна из граней каждой боковой призмы имеет зеркальное покрытие и этой гранью соединена с соответствующей поглощающей гранью центральной призмы, Составной моноблок опирается на поверхность кодовой маски, в которой выполнены центральный идентификационный маркер, совмещенный с осью симметрии центральной призмы и четыре идентификационных маркера, симметрично расположенные вокруг центрального маркера. Технический результат заключается в повышении точности определения координат и обеспечении равномерности распределения разрешающей способности датчика по всему полю зрения. 9 з.п. ф-лы, 8 ил.

Заявленное изобретение относится к системам ориентации космических аппаратов и может быть использовано в качестве активного ультрафиолетового солнечного датчика. Активный ультрафиолетовый солнечный датчик для системы ориентации малоразмерного космического аппарата содержит фотоприемник на основе природного алмаза, на входное окно которого поступает солнечная энергия, и малошумящий предварительный усилитель. При этом фотоприемник на основе природного алмаза функционально сочетает в себе как оптический ультрафиолетовый фильтр, так и ультрафиолетовый фотоприемник. Селективное выделение ультрафиолетовой области из солнечного спектра и преобразование его в электрический сигнал осуществляется в фотоприемнике на основе природного алмаза, а усиление сигнала осуществляется в малошумящем предварительном усилителе. Технический результат - повышение надежности работы датчика, точное определение направления на Солнце. 2 з.п. ф-лы, 4 ил.

Изобретение относится к оптико-электронным приборам, обеспечивающим измерение угловых координат цели в динамическом режиме. Углоизмерительный прибор содержит объектив, матричный приемник излучения, вычислительный блок и канал геометрического эталона, состоящий из оптически сопряженных с объективом осветительного блока, имеющего три источника света, расположенные под углом 120° друг к другу, коллиматорного блока, включающего три входные и три выходные точечные диафрагмы, и зеркально-призменного блока, образующий с нанесенными на него диафрагмами коллиматора моноблок, жестко связанный с опорной плоскостью углоизмерительного прибора. Зеркально-призменный моноблок выполнен из шести боковых зеркальных граней и ограничивающих их параллельных преломляющих оснований, большее шестиугольное из которых с нанесенными на него выходными точечными диафрагмами обращено к объективу, причем его соседние ребра расположены под углом 120° друг к другу. Моноблок выполнен с тремя дополнительными преломляющими гранями, размещенными между большим основанием и соответствующей боковой зеркальной гранью, составляющей с большим основанием острый угол и размещенной перед выходной точечной диафрагмой, каждая дополнительная грань снабжена входной точечной диафрагмой, а углы между большим основанием и тремя дополнительными преломляющими гранями и тремя боковыми зеркальными гранями, расположенными перед тремя входными точечными диафрагмами, равны 90°. Технический результат - повышение точности прибора без усложнения его конструкции и увеличения массогабаритных характеристик. 7 ил.

Изобретение относится к области измерений и измерительной техники и может быть использовано в геодезии, навигации, метеорологии. Способ определения задержки электромагнитного сигнала тропосферой при относительных спутниковых измерениях включает спутниковые измерения, измерение метеоэлементов геодезическим градиентометром (патент РФ №2452983), расчет распределения метеоэлементов в направлении распространения электромагнитного сигнала, определение задержки сигнала тропосферой. В нижнем слое атмосферы при моделировании используют измеренные градиенты метеоэлементов, выше - среднестатистические, а для влажности используют график зависимости влажности воздуха от температуры. Измерение метеоэлементов градиентометром позволяет однозначно определить характер изменения градиентов с высотой. Производство метеоизмерений над двумя крайними по физико-химическим свойствам подстилающими поверхностями позволяет учесть горизонтальную изменчивость метеоэлементов. Одновременные спутниковые наблюдения на не менее чем трех станциях позволяют получить избыточные измерения, необходимые для определения оптимального значения высоты замены измеренных градиентов среднестатистическими, которое соответствует наименьшей невязке в приращениях координат. Предложенный способ позволяет повысить точность и производительность относительных спутниковых измерений за счет независимого определения задержки электромагнитного сигнала тропосферой. 1 ил.

Изобретение относится к оптико-электронному приборостроению и может быть использовано в оптико-электронных приборах (ОЭП) ориентации по звездам, содержащих матричный фотоприемник с накоплением заряда. Решение заключается в проецировании на фоточувствительную площадку фотоприемника через объектив изображения участка звездного неба в трех или более спектральных диапазонах и калибрационных меток с изменяемым временем экспозиции, выделении изображений звездных объектов во всех спектральных диапазонах и формировании мультиспектрального изображения звездных объектов путем выбора по каждому звездному объекту изображения того спектрального диапазона, средняя величина амплитуды в котором оказывается наибольшей, измерении линейных координат центров изображений звезд и калибрационных отметок и пересчете линейных координат центров изображений звезд в угловые координаты звезд в базовой приборной системе координат с учетом результатов измерений линейных координат центров изображений калибрационных отметок. Технический результат - увеличение точности измерения угловых координат звезд за счет повышения отношения сигнал/шум путем обработки изображений звезд в раздельных спектральных диапазонах. 2 н. и 3 з.п. ф-лы, 1 ил.

Изобретение может использоваться на космических аппаратах дистанционного зондирования Земли при жестких требованиях по координатной привязке получаемых снимков. Телескоп содержит последовательно установленные по ходу луча первого канала главное зеркало, вторичное зеркало, линзовый корректор, регистрирующее устройство, размещенное в фокальной плоскости телескопа, и установленное по ходу луча второго канала главное зеркало, общее для первого и второго каналов, и второе регистрирующее устройство. Каналы телескопа выполнены соосными с противоположным расположением входных зрачков. Главное зеркало выполнено двояковогнутым с образованием двух противоположно направленных рабочих поверхностей и двух фокальных плоскостей телескопа. В первом варианте обе фокальные плоскости телескопа и оба регистрирующих устройства расположены со стороны входного зрачка второго канала. Во втором варианте каждый канал снабжен отдельным вторичным зеркалом, обе фокальные плоскости и оба регистрирующих устройства расположены в центральной зоне главного зеркала, регистрирующие устройства расположены со стороны входных зрачков соответствующих каналов. Технический результат - уменьшение погрешности привязки изображения земной поверхности. 2 н.п. ф-лы, 2 ил.

Изобретение относится к замкнутым телевизионным системам и может быть использовано в контрольно-измерительной технике, в приборах для космической навигации, в устройствах позиционирования, в системах управления космического аппарата в качестве датчика ориентации, где в качестве источника информационного сигнала используются матричные фотоприемники с накоплением заряда. Технический результат - повышение точности измерения положения центра тяжести изображения, полученного фотоприемной матрицей на основе ПЗС. В способе определения координат центра тяжести изображения осуществляют поправку, соответствующую аддитивной составляющей искажений изображения, корректировку обрабатываемых сигналов обратно пропорционально мультипликативной составляющей искажений и формирование групп взвешенных с весами обратными нелинейным искажениям фотоприемной матрицы строчных интегральных сигналов, являющихся основой для определения координат центра тяжести изображения. Таким образом, устраняют влияние искажений изображения, характерных для ПЗС матрицы. 2 ил.
Наверх