Способ определения истинной скорости судна по измерениям длины пробега судна на галсе по фиксированному созвездию космических аппаратов среднеорбитной спутниковой радионавигационной системы



 


Владельцы патента RU 2550299:

Аносов Виктор Сергеевич (RU)
Жильцов Николай Николаевич (RU)
Чернявец Владимир Васильевич (RU)
Чернявец Антон Владимирович (RU)

Изобретение относится к области морской навигации и может быть использовано, в частности, для определения скорости судна. Предложенный способ определения истинной скорости судна по измерениям длины пробега судна на галсе по фиксированному созвездию космических аппаратов среднеорбитной спутниковой радионавигационной системы заключается в том, что осуществляют прием радиосигналов космических аппаратов, выделение из радиосигналов служебной информации, определение на основе служебной информации составов рабочих созвездий космических аппаратов системы для моментов начала и окончания пробега, измерение радионавигационных параметров сигналов космических аппаратов рабочих созвездий в указанные моменты начала и окончания пробега, преобразование измеренных параметров в координаты места судна на моменты начала и окончания пробега и определение длины пробега как расстояния между точками с полученными координатами, в котором после определения на основе служебной информации составов рабочих созвездий космических аппаратов системы для моментов начала и окончания пробега сравнивают составы этих созвездий, выбирая группу общих для обоих созвездий космических аппаратов и фиксируют выбранную группу в качестве единого рабочего созвездия для всего времени выполнения пробега. При этом для всего времени выполнения пробега одновременно с приемом радиосигналов от космических аппаратов дополнительно определяют и оценивают остаточные погрешности доплеровского радиолага на основном скоростном режиме, вычисляют апостериорные средние квадратические погрешности скорости по лагу, для компенсации крена и дифферента, вычисляют искомые горизонтальные составляющие вектора скорости. Данное изобретение направлено на расширение функциональных возможностей способа определения длины пробега судна на галсе по определениям места при одновременном уменьшении влиянии негативных факторов при определении истинной скорости судна.

 

Изобретение относится к области морской навигации, в частности к способу измерения длины пробега судна на галсе, например, при определении скорости судна.

В морской навигации при определении скорости судна известны способы измерения длины пробега как расстояния между определенными с помощью высокоточных радионавигационных систем с наземными опорными станциями местами судна на моменты времени начала и окончания пробега (Кораблевождение под ред. В.Д. Шандабылова. - Л.: ГУНиО МО, 1972, с.194 [1], Судовые измерители скорости / Под ред. Хребтова А.А. - Л.: Судостроение, 1978, с.218-220 [2]).

Известен способ измерения длины пробега по определениям мест судна теодолитными засечками (Кораблевождение, под ред. В.Д. Шандабылова. - Л.: ГУНиО МО, 1972, с.197 [1]) или с помощью геодезического дальномера (Судовые измерители скорости / Под ред. Хребтова А.А. - Л.: Судостроение. 1978. с.214-216 [2]). Но эти способы могут применяться только в пределах акватории, ограниченной рабочей зоной используемых средств определения места.

Известны также способы определения истинной скорости на визуальной мерной линии, с помощью судовой радиолокационной станции, с помощью радиодоплеровской системы (Судовые измерители скорости / Под ред. Хребтова А.А. - Л.: Судостроение. 1978, с.212-214, 216-218, 220-222 [2]). Данные способы имеют невысокую точность и ограничены по дальности видимости технических средств проведения испытаний.

Известен также способ измерения длины пробега судна по определениям места судна в моменты времени начала и окончания пробега, выполненным по среднеорбитной спутниковой радионавигационной системе, включающий прием радиосигналов космических аппаратов системы, выделение из радиосигналов служебной информации, определение на основе служебной информации состава рабочих созвездий космических аппаратов системы для моментов времени начала и окончания пробега, измерение радионавигационных параметров сигналов космических аппаратов рабочих созвездий в моменты времени начала и окончания пробега, преобразование измеренных радионавигационных параметров в координаты судна на моменты времени начала и окончания пробега и определение длины пробега как расстояния между точками с полученными координатами (Сетевые спутниковые радионавигационные системы, под ред. В.С. Шебшаевича. - М.: Радио и связь, 1993, с.318-323 [3]). Глобальная рабочая зона среднеорбитной спутниковой радионавигационной системы позволяет использовать этот способ на всей акватории Мирового океана в любое время суток и года.

Однако известный способ имеет следующие недостатки. Практика показывает, что за время выполнения судном пробега на галсе происходит изменение состава космических аппаратов в рабочем созвездии, приводящее к тому, что в различные моменты времени определение координат судна производится по радиосигналам от различающихся по составу космических аппаратов рабочих созвездий. Это вызывает уменьшение систематической составляющей в погрешностях определений мест судна, выполненных в начале и конце пробега, которое ведет к снижению точности измерения длины пробега судна на галсе как расстояния между ними. Получаемая на практике точность измерения длины пробега судна на галсе не соответствует требованиям, предъявляемым к точности измерения длины пробега для определений поправок измерителей скорости судна.

Известны также технические решения (Романов Л.М., Шведов А.К. Моделирование спутниковой радионавигационной системы NAVSTAR. - Зарубежная радиоэлектроника №12, 1987, с.38-40 [4], патенты US №4928107 А, 22.05.1990 [5], US №5751244 А, 12.05.1998 [6], US №5877725 А, 02.03.1999 [7], в которых из числа космических аппаратов системы, находящихся в зоне радиовидимости судовой измерительной аппаратуры в момент выполнения измерений, выбирается рабочее созвездие, содержащее заданное количество космических аппаратов системы, определяемое, как правило, техническими возможностями судовой измерительной аппаратуры, обеспечивающее в сравнении с другими созвездиями наибольшую точность определения места судна в момент выполнения измерений. Однако при указанном выборе состава рабочих созвездий не обеспечиваются измерения радионавигационных параметров сигналов в моменты времени начала и окончания пробега от созвездий с одинаковым составом космических аппаратов, которые достигаются в заявляемом техническом решении.

В известном способе определения длины пробега судна на галсе по определениям места, выполненным по среднеорбитной спутниковой радионавигационной системе, техническим результатом является повышение точности измерения длины пробега судна на галсе как расстояния между определенными с помощью среднеорбитной спутниковой радионавигационной системы местами судна на моменты времени начала и окончания пробега путем сравнения составов рабочих созвездий космических аппаратов системы для моментов времени начала и окончания пробега, выбора группы общих для обоих созвездий космических аппаратов и фиксации выбранной группы космических аппаратов в качестве рабочего созвездия для всего времени выполнения пробега, позволяющей получить координаты судна на моменты измерений с погрешностями, содержащими преобладающую систематическую составляющую (патент RU №2154258 С1, 10.08.2000 [8] - прототип).

При этом технический результат достигается тем, что в известном способе определения длины пробега судна на галсе по определениям места, выполненным по среднеорбитной спутниковой радионавигационной системе [8], заключающемся в приеме радиосигналов от космических аппаратов, выделении из радиосигналов служебной информации, определении на основе служебной информации состава рабочих созвездий космических аппаратов системы для моментов времени начала и окончания пробега, измерении радионавигационных параметров сигналов космических аппаратов рабочих созвездий в моменты времени начала и окончания пробега, преобразовании измеренных радионавигационных параметров в координаты судна на моменты времени начала и окончания пробега и определении длины пробега как расстояния между точками с полученными координатами, определение состава рабочих созвездий космических аппаратов заключается в выборе из общего числа космических аппаратов системы всех космических аппаратов, которые будут находиться в зоне радиовидимости судовой измерительной аппаратуры в планируемые для измерений моменты времени.

При этом известный способ определения длины пробега судна на галсе по определениям места, выполненным по среднеорбитной спутниковой радионавигационной системе [8], отличается тем, что после определения состава рабочих созвездий на моменты времени начала и окончания пробега производится сравнение их составов и выбор группы общих для обоих созвездий космических аппаратов. Выбранная группа космических аппаратов фиксируется в качестве рабочего созвездия для обоих моментов времени измерений, после чего измерения радионавигационных параметров в моменты времени начала и окончания пробега производятся по сигналам космических аппаратов фиксированного рабочего созвездия.

Однако фиксация состава космических аппаратов в рабочих созвездиях для измерений радионавигационных параметров в моменты времени начала и окончания пробега обеспечивает выполнение этих измерений с сильно коррелированными погрешностями, возникающими в результате проявления погрешностей эфемерид космических аппаратов, уходов шкал времени космических аппаратов и влияния ионосферы и тропосферы на распространение радиосигналов, что приводит к получению координат судна на моменты измерений с преобладающими систематическими погрешностями. При этом, для исключения из измерений информации от системы космических аппаратов, видимых только в одной из точек наблюдений, следует провести фиксацию рабочего созвездия судовым приемоиндикатором спутниковой навигационной системы на период измерений (выполнения пробега на мерном галсе).

Для фиксации единого рабочего созвездия космических аппаратов на период измерений координат места необходимо решить в судовом приемоиндикаторе спутниковой навигационной системы задачу целеуказания на предполагаемые моменты времени начала и окончания пробега на мерном галсе и при этом, запретив к использованию в навигационных сеансах информацию от космических аппаратов с номерами, не повторяющимися в обоих созвездиях, но и при выполнении данного условия, в окончательных результатах определения длины пробега будут присутствовать погрешности, обусловленные проявлением инструментальных погрешностей судового приемоиндикатора спутниковой навигационной системы, многолучевостью радиосигнала, воздействием помех соответственно в начальной и конечной точках пробега судна на мерном участке, а также значения соответственно пространственного геометрического фактора и геометрического фактора при определении координат места на плоскости.

Это обусловлено тем, что при любом взаимном пространственном расположении спутника и приемной антенны возможно существование некоторой ограниченной области окружающего антенну пространства, которые реализует зеркальное отражение сигналов спутника в направлении приемной антенны (теория микрорефлекторов, или "блестящих" точек).

Область зеркального отражения (мгновенный рефлектор) при взаимном движении спутника и потребителя также перемещается относительно антенны. Это перемещение с учетом реальной предметной обстановки в окрестности антенны может состоять из гладких отрезков траекторий и конечных скачков.

Из-за неизбежных потерь сигнала при отражении и затухании отраженного сигнала его амплитуда в антенне всегда меньше амплитуды прямого сигнала и быстро убывает с увеличением расстояния до отражающего центра.

Существенный вклад двух и более источников отражений в ошибке измерения дальности и фазы маловероятен, особенно для приемников с узкостробовым коррелятором, поскольку область отражений, воспринимаемых этим приемником, ограничена кругом с радиусом в 1,5 длины дальномерного строба (≈45 м для GPS и 75 м для GLONASS), хотя в некоторых работах такая возможность не исключается (Christopher Y. Comp and Penina Axelrad. An adaptive SNR-based carrier phase multipath mitigation technique, Proc. of ION GPS-96. Pp.683-696. Gadallah EL-Sayed A., Meiz Pachter and Steward L. De Vilbiss. Design of GPS Receiver Code and Carrier Tracking Loops for Multipath Mitigation, Proc. of ION-98. Pp.1041-1053 [9, 10]). Однако необходимо отметить, что наличие нескольких отражений существенно усложняет процедуры их обработки.

Кроме того, известный способ [8] может быть использован для определения истинной скорости судов, оснащенных лагами, приемные устройства которых размещены за пограничным слоем воды, возмущаемой корпусом судна, и измерение скорости не связано с погрешностями, обусловленными свойствами подстилающей поверхности (Судовые измерители скорости / Под ред. Хребтова А.А. - Л.: Судостроение, 1978, с.97-98).

Задачей предлагаемого технического решения является расширение функциональных возможностей способа определения длины пробега судна на галсе по определениям места, выполненным по среднеорбитной спутниковой радионавигационной системе, с одновременным уменьшением влияния негативных факторов при определении истинной скорости судна.

Поставленная задача решается за счет того, что в способе определения истинной скорости судна по измерениям длины пробега судна на галсе по фиксированному созвездию космических аппаратов среднеорбитной спутниковой радионавигационной системы, включающем прием радиосигналов космических аппаратов, выделение из радиосигналов служебной информации, определение на основе служебной информации составов рабочих созвездий космических аппаратов системы для моментов начала и окончания пробега, измерение радионавигационных параметров сигналов космических аппаратов рабочих созвездий в указанные моменты начала и окончания пробега, преобразование измеренных параметров в координаты места судна на моменты начала и окончания пробега и определение длины пробега как расстояния между точками с полученными координатами, в котором после определения на основе служебной информации составов рабочих созвездий космических аппаратов системы для моментов начала и окончания пробега сравнивают составы этих созвездий, выбирая группу общих для обоих созвездий космических аппаратов, и фиксируют выбранную группу в качестве единого рабочего созвездия для всего времени выполнения пробега, в котором в отличие от известного технического решения [8] для всего времени выполнения пробега одновременно с приемом радиосигналов от космических аппаратов дополнительно определяют и оценивают остаточные погрешности доплеровского радиолага на основном скоростном режиме, вычисляют апостериорные средние квадратические погрешности скорости по лагу, для компенсации крена и дифферента вычисляют искомые горизонтальные составляющие вектора скорости.

Предлагаемый способ реализуется посредством совмещенного приемоиндикатора радионавигационных и спутниковых навигационных систем, который состоит из антенного блока, приемоиндикатора и сетевого адаптера и обеспечивает автоматический выбор оптимального созвездия навигационной аппаратуры ГЛОНАСС и GPS, а в зоне действия РНС прием сигналов от наземных станций; интегральную оценку ожидаемой точности определения текущих координат; ввод и обработку корректирующей информации в соответствии с RTCM SC-104; решение навигационной задачи при работе в дифференциальном режиме; ввод и хранение до 500 маршрутных точек и до 50 маршрутов движения; запоминание текущих координат в качестве маршрутной точки; расчет расстояния и направления между двумя маршрутными точками движения по маршруту с выработкой параметров отклонения от маршрута; вывод координат в системе координат WGS-84, П3-90, СК-42 или в системе координат, параметры которой задаются оператором посредством навигационного пульта управления 2; выбор береговых РНС различного радиуса действия (ближнего, дальнего) и определения координат по их сигналам с оценкой точности. В конкретном устройстве применен приемоиндикатор типа NT-300. Прием и обработка сигналов системы GPS производится по пяти каналам, а системы ГЛОНАСС по трем каналам.

В отличие от известного технического решения [8] для всего времени выполнения пробега одновременно с приемом радиосигналов от космических аппаратов дополнительно определяют и оценивают остаточные погрешности доплеровского радиолага на основном скоростном режиме, вычисляют апостериорные средние квадратические погрешности скорости по лагу, для компенсации крена и дифферента вычисляют искомые горизонтальные составляющие вектора скорости.

Прием сигналов от искусственных спутников Земли осуществляется совмещенным приемоиндикатором радионавигационных и спутниковых навигационных систем, что позволяет использовать также дифференциальный режим работы.

Предлагаемый способ определения истинной скорости судна при измерении длины пробега судна по фиксированному созвездию космических аппаратов среднеорбитной спутниковой радионавигационной системы осуществляется следующим образом.

Определения координат места судна производят посредством приемника 1 спутниковой радионавигационной системы ГЛОНАСС. Перед началом пробега осуществляется прием радиосигналов космических аппаратов системы ГЛОНАСС и выделение из них служебной информации. На основе служебной информации определяется состав рабочих созвездий космических аппаратов системы ГЛОНАСС на предполагаемые моменты времени начала и окончания пробега. Оператор аппаратуры потребителя сравнивает между собой полученные составы рабочих созвездий и выявляет космические аппараты системы, не повторяющиеся в обоих рабочих созвездиях. Выявленные таким образом космические аппараты исключаются из измерений путем введения команды запрета в аппаратуру потребителя. Этим обеспечивается работа аппаратуры в период времени выполнения судном пробега по фиксированному рабочему созвездию. В моменты времени начала и окончания пробега судна на галсе производятся измерения псевдодальностей до космических аппаратов фиксированного созвездия, которые автоматически преобразуются в координаты места судна на моменты измерений.

Одновременно принимают сигналы станции РНС, передающей дифференциальные поправки.

Длина пробега определяется как расстояние между точками с полученными координатами по формуле D=(Δx2+Δy2)1/2, где Δx и Δy - разности одноименных координат.

При выполнении судном пробега между точками с зафиксированными координатами измеряют углы крена и дифферента, например, посредством инерциальной навигационной системы или датчиками линейных и угловых перемещений, скорость и направление течения, например, посредством акустического измерителя течения, скорость и направление ветра, например, посредством судового измерителя ветра.

Далее, например, при проверке доплеровского радиолага (ДРЛ) по скорости определяют коэффициент ДРЛ по скорости на основном скоростном режиме с выполнением трех-четырех взаимно противоположных пробегов.

При движении судна заданным курсом и установившейся скоростью по команде штурмана «Начать замеры» по приемоиндикатору с интервалом 10-20 с фиксируют не менее четырех значений оперативного времени (tн1÷tн4) и соответствующие этим моментам координаты места судна (φн1÷φн4; λн1÷λн4).

Оператор, обслуживающий ДРЛ, регистрируют не менее четырех начальных отсчетов пройденного расстояния по линии пути (Sнл1÷Sнл4) и в соответствующие им моменты запускают секундомеры.

По истечении 5-6 мин с начала первой засечки по РНС при юстировке на скорости до 50 уз и 3-4 мин при юстировке на скорости 200-300 уз по команде штурмана «Окончить замеры» по приемоиндикатору фиксируют моменты времени (tк1÷tк4) и координаты судна (φк1÷φк4; λк1÷λк4).

Оператор на ДРЛ фиксирует отсчеты пройденного расстояния (Sкл1÷Sкл4) и останавливают секундомеры (tл1÷tл4).

Далее вычисляют единичные скорости по лагу на i-м пробеге по формуле:

V л i j = S л i j к S л i j н t л i j

Вычисляют скорость по лагу на i-м пробеге по формуле:

V л j = j = 1 n V л i j n

Вычисляют единичные абсолютные скорости на i-м пробеге по формуле:

V i j = 60 Δ ϕ i j 2 + ω i j 2 Δ t i j

где Δtij=tкjj-tнj - время пробега мерного участка между j-ми измерениями в начале и конце пробега, ч;

Δφij - разность широт между j-ми измерениями на пробеге, градус, вычисляется по формуле:

Δ ϕ i j = ϕ i j к ϕ i j н C 1 ( 1 C 3 sin 2 ϕ c p i j ) 3

ϕ c p i j = ϕ i j к + ϕ i j н 2

ωij - отшествие между j-ми измерениями на пробеге, градус. Вычисляется по формуле:

ω i j = ( λ i j к λ i j н ) cos ϕ c p i j C 2 1 C 3 sin 2 ϕ c p i j

C1=1,0049174; C2=9,9819105·10-1; C3=6,6934216·10-3 - константы эллипсоида Красовского.

Вычисляют абсолютную скорость на i-м пробеге по формуле:

V i = j = 1 n V i j n

При необходимости выполняют последующие пробеги и повторяют вычисления для каждого последующего пробега.

Вычисляют относительную скорость по лагу на основном скоростном режиме:

V o л = V л 1 + 2 V л 2 + V л 3 4 - при трех пробегах;

V o л = V л 1 + 3 V л 2 + 3 V л 3 + V л 4 8 - при четырех пробегах.

Вычисляют абсолютную истинную относительную скорость (Vo) на основном скоростном режиме по формулам

V=Vo1+2Vo2+Vo3/4 - при трех пробегах;

V=Vo1+3Vo2+3Vo3+Vo4/8 - при четырех пробегах.

Вычисляют коэффициент ДРЛ по скорости на основном скоростном режиме:

К л = V o V o л

Вводят коэффициент Кл в корректирующее устройство ДРЛ.

Определяют и оценивают остаточные погрешности ДРЛ на основном скоростном режиме.

Выполняют два-три взаимно противоположных пробега и производят соответствующие вычисления.

Вычисляют апостериорные средние квадратические погрешности скорости по лагу и абсолютной скорости на i-м пробеге по формулам:

m V л i = j = 1 n ( V л i V л j ) 2 n ( n 1 ) ; m V i = j = 1 n ( V i j V i ) 2 n ( n 1 )

Вычисляют апостериорные средние квадратические погрешности относительной скорости по лагу и абсолютной относительной скорости на основном скоростном режиме по формулам:

m V o i = m л i 2 + m л j 2 2 ; m V o = m V 1 2 + m V 2 2 2 ; при двух пробегах;

m V o i = m л i 1 2 + ( 2 m л 2 ) 2 + m л i 3 2 4 ; m V o = m V 1 2 + ( 2 m V 2 ) 2 + m V 3 2 4 ; при трех пробегах;

Оценивают остаточные апостериорные погрешности ДРЛ на основном скоростном режиме на соответствие неравенствам:

mVол≤mVлн, если m≤mVлн/3, m V о л m V л н 2 + m V о 2 , если mVo>mVлн/3.

При необходимости определяют и оценивают остаточные погрешности ДРЛ по скорости на других скоростных режимах с выполнением двух-трех взаимно противоположных пробегов. При несоответствии остаточной погрешности по скорости требованиям на основном скоростном режиме в показания лага вводят соответствующие поправки (компенсацию дестабилизирующих факторов). При этом компенсация сводится к следующим расчетам.

Для компенсации крена и дифферента вычисляются искомые горизонтальные составляющие вектора скорости, соответственно Vx, Vy:

V x = V л х ( 1 + Ψ / 2 2 ) + Ψ V z ; V y = V л у ( 1 + θ 2 / 2 ) + θ V z ,

Vлх, Vлу - измеренные лагом составляющие вектора скорости;

Vz - вертикальная составляющая вектора скорости.

V 0 = V x 2 + V y 2 - полный вектор скорости.

Поверхность воды, относительно которой ДРЛ измеряет скорость, перемещается ветром и течением. Это перемещение вызывает изменение измеряемой ДРЛ скорости. Изменения скорости ДРЛ, обусловленные перемещением водной поверхности ветром и течением, обозначены составляющими лаговой скорости: V п в , V п т п , V п т в п .

Составляющая лаговой скорости Vпв вызвана влиянием перемещения поверхности воды ветром. Это влияние имеет место при движении судна как в водоизмещающем положении, так и в полете или на воздушной подушке (ДРЛ являются штатными измерителями скорости, включая суда на воздушной подушке и экранопланы).

Составляющая Vпв вычисляется в соответствии с формулой, исходным параметром для которой является скорость истинного ветра

V в п = 0,329 V и в 0,56 ;

где Vив - скорость истинного ветра, м/с.

Параметры истинного ветра определяются с помощью судового измерителя ветра или визуальной оценкой степени волнения, переводимой в скорость истинного ветра в соответствии с таблицей приложения 5 ПНГМО-К-86 (Л., ГУНиО МО СССР, адм. №9151) и таблицами 49 и 506 Мореходных таблиц (Л., ГУНиО МО СССР, адм. №9011). При этом направление волнения принимается за направление истинного ветра, т.е. входящим в компас.

Составляющая Vпв вычитается из лаговой скорости при встречном ветре и прибавляется - при попутном.

Продольная и поперечная составляющие скорости Vпв вычисляются по формулам:

Vхвп=Vпвcos qив

Vупв=Vпвsin qив,

где qи - курсовой угол истинного ветра в четвертом счете, град.

Составляющая Vхвп вычитается из продольной составляющей лаговой скорости Vлх при встречном ветре и прибавляется - при попутном.

Составляющая Vупв вычитается из абсолютного значения поперечной составляющей Vлу при встречном ветре с борта одноименного с поперечной составляющей Vлу и прибавляется - при курсовых углах ветра других направлений.

Составляющая V п т п обусловлена влиянием на показания ДРЛ перемещения водной поверхности при движении судна в полете. Значение V п т п равно скорости течения в районе полета, т.е. V п т п = V т . Скорость течения Vт в районе полета выбирается из Атласа морских течений.

Составляющая V п т п вычитается из лаговой скорости Vл при встречном течении и прибавляется - при попутном.

Продольная и поперечная составляющие скорости V п т п вычисляется по формулам:

V х п т п = V п т п cos q t ; V у п т п = V п т п sin q t ,

где qт - курсовой угол течения в четвертом счете, град.

Составляющая V х п т п вычитается из лаговой скорости Vлх при встречном течении и прибавляется - при попутном.

Составляющая V у п т п вычитается из абсолютного значения поперечной составляющей Vлу при встречном течении с борта одноименного с поперечной составляющей Vлу и прибавляется - при других направлениях течения.

Составляющая V п т в п обусловлена частичным влиянием на показания ДРЛ перемещения поверхности воды течением при движении судна на воздушной подушке. Коэффициент связи корпуса судна с водной средой L при движении на воздушной подушке является конструктивным параметром и его значение находится в пределах 0<L<1. При отсутствии данных о коэффициенте L рекомендуется его значение принимать равным L=0,5, тогда составляющая V п т в п будет равна 0,5Vт. Составляющая V п т в п вычитается из лаговой скорости Vл при встречном течении и прибавляется - при попутном.

Продольная и поперечные составляющие скорости VnT вычисляются по формулам:

V x п т в п = V п т в п cos q т = 0,5 V т cos q т V y п т в п = V п т в п sin q т = 0,5 V т sin q т }

Составляющая V х п т п вычитается из продольной составляющей Vлх при встречном течении и прибавляется - при попутном.

Составляющая V у п т п вычитается из абсолютного значения поперечной составляющей Vлу при встречном течении с борта одноименного с поперечной составляющей Vлу и прибавляется - при других направлениях течения.

Погрешности составляющих V п в , V п т п , V п т в п обусловлены погрешностями методов и средств, с помощью которых они определяются.

Погрешность mvпв составляющей Vпв определяется погрешностью измерения ветра и вычисляется по формуле mvпв=0,329 mvив, где mvив - СКП измерения скорости ветра, м/с. Выбирается из формуляра измерителя параметров ветра. При определении скорости ветра по визуальной оценке степени волнения погрешность mvив принимается равной ±2 м/с.

Погрешность m v п т п составляющей V п т п обусловлена погрешностью скорости течения в районе полета судна. При использовании атласов морских течений погрешность m v п т п принимается равной:

m v п т п = m v т = 1 / 3 V т , где m - СКП скорости течения, уз.

При отсутствии атласов морских течений погрешность m v п т п принимается равной: 0,5÷4,0 уз в районах со значительным приливо-отливным течением, 0,2÷0,3 уз - в прибрежных районах, 0,3÷0,5 уз - в открытом море.

Погрешность m v п т п составляющей V п т в п принимается равной 0,5 m.

Погрешность ДРЛ по скорости при исключении из его показаний составляющих скорости V п в , V п т п , V п т в п в зависимости от режима движения судна вычисляется по формулам:

m v л = m v ли 2 + m v пв 2 - в водоизмещающем положении;

m v л = m v ли 2 + m v пв 2 + m v пт в п 2 - на воздушной подушке;

m v л = m v ли 2 + m v пв 2 + m v пт в п 2 - в полете,

где mvли - СКП ДРЛ по скорости, уз. Выбирается из формуляра лага.

Погрешность ДРЛ по скорости при исключении из его показаний составляющей Vпв при движении судна в водоизмещающем положении со скоростью 15 уз, при mvли=0,2 уз;

mvпв=0,6 уз, будет равна m=0,63 уз.

Погрешность ДРЛ по скорости при движении судна на воздушной подушке при исключении из его показаний составляющих Vпв и V п т в п для скоростей 30, 40 и 50 уз m=0,2; 0,3; 0,4 уз и mvвп=0,6 уз.

Погрешности ДРЛ по скорости при движении судна в полете при исключении из его показаний составляющих Vпв, V п т п , для скоростей V=200; 300 уз; mvли=0,3; 0,4 уз; mvпв=0,6 уз; m v п т п = 0,2 ; 0,4 ; 0,6 уз.

Погрешность ДРЛ по скорости при не исключении из его показаний составляющих скорости V п в , V п т п , V п т в п в зависимости от режима движения судна вычисляется по формулам:

m V л Σ = m 2 V л и + V п в 2 3 - в водоизмещающем положении;

m V л Σ = m 2 V л и + V п в 2 + ( V п т п в ) 2 3 - на воздушной подушке;

m V л Σ = m 2 V л и + V п в 2 + ( V п т в ) 2 3 - в плете,

где m V л Σ - суммарная СКП ДРЛ по скорости, уз;

V п в , V п т п , V п т в п - составляющие скорости в качестве не исключенных систематических погрешностей ДРЛ по скорости за счет влияния перемещения водной поверхности ветром и течением, уз.

Значения суммарной погрешности ДРЛ по скорости для различных режимов движения судна без компенсации дестабилизирующих факторов могут составлять от 0,25 уз до 1,7 уз.

Предлагаемый способ измерения длины пробега судна на галсе может быть реализован с использованием любой аппаратуры потребителей среднеорбитной спутниковой навигационной системы и радионавигационной системы с возможностью выбора наиболее эффективной системы для района проведения испытаний.

Источники информации

1. Кораблевождение под ред. В.Д. Шандабылова. - Л.: ГУНиО МО, 1972, с.194, 197.

2. Судовые измерители скорости под ред. А.А. Хребтова. - Л.: Судостроение, 1978, с.212-222.

3. Сетевые спутниковые радионавигационные системы под ред. В.С. Шебшаевича. - М.: Радио и связь, 1993, с.318-323.

4. Романов Л.М., Шведов А.К. Моделирование спутниковой радионавигационной системы NAVSTAR. - Зарубежная радиоэлектроника №12, 1987, с.38-40.

5. Патент US №4928107 А, 22.05.1990.

6. Патент US №5751244 А, 12.05.1998.

7. Патент US №5877725 А, 02.03.1999.

8. Патент RU №2154258 С1, 10.08.2000.

9. Christopher Y. Comp and Penina Axelrad. An adaptive SNR-based carrier phase multipath mitigation technique, Proc. of ION GPS-96. Pp.683-696.

10. Gadallah EL-Sayed A., Meiz Pachter and Steward L. De Vilbiss. Design of GPS Receiver Code and Carrier Tracking Loops for Multipath Mitigation, Proc. of ION-98. Pp.1041-1053.

Способ определения истинной скорости судна по измерениям длины пробега судна на галсе по фиксированному созвездию космических аппаратов среднеорбитной спутниковой радионавигационной системы, включающий прием радиосигналов космических аппаратов, выделение из радиосигналов служебной информации, определение на основе служебной информации составов рабочих созвездий космических аппаратов системы для моментов начала и окончания пробега, измерение радионавигационных параметров сигналов космических аппаратов рабочих созвездий в указанные моменты начала и окончания пробега, преобразование измеренных параметров в координаты места судна на моменты начала и окончания пробега и определение длины пробега как расстояния между точками с полученными координатами, в котором после определения на основе служебной информации составов рабочих созвездий космических аппаратов системы для моментов начала и окончания пробега сравнивают составы этих созвездий, выбирая группу общих для обоих созвездий космических аппаратов и фиксируют выбранную группу в качестве единого рабочего созвездия для всего времени выполнения пробега, отличающийся тем, что для всего времени выполнения пробега одновременно с приемом радиосигналов от космических аппаратов дополнительно определяют и оценивают остаточные погрешности доплеровского радиолага на основном скоростном режиме, вычисляют апостериорные средние квадратические погрешности скорости по лагу, для компенсации крена и дифферента, вычисляют искомые горизонтальные составляющие вектора скорости.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к области испытаний дистанционно-управляемых устройств, оснащенных системой вооружения и устанавливаемых на шасси наземных транспортных средств.

Изобретение относится к гироскопии и может быть использовано для улучшения точностных и эксплуатационных характеристик твердотельных волновых гироскопов в составе бескарданных инерциально-навигационных систем.

Изобретение относится к области картографии и может быть использовано в качестве информационной базы при принятии управленческих решений при ликвидации последствий чрезвычайных ситуаций, использовании автоматизированной системы управления войсками, планировании и проведении полевых исследований и туристических маршрутов.

Изобретения относятся к системам навигации в физической среде промышленных транспортных средств и, более конкретно, к улучшенным способам и системам для обработки информации карт для навигации промышленных транспортных средств.

Изобретение относится к области приборостроения и может использоваться в системах индикации состояния полета летательного аппарата (ЛА). Технический результат - повышение точности.

Изобретение относится к авиационной технике, в частности к блокам ориентации. Устройство содержит вращающийся трансформатор, блок датчиков первичной информации, АЦП, вычислительную машину, формирователь внешнего интерфейса, микроконтроллер с АЦП, нуль-орган, узел гальванической развязки, синхронизатор и два канала преобразования, каждый из которых содержит переключатель и последовательно соединенные буфер, подключенный ко входу нуль-органа, инвертор, компаратор, выход которого подключен к микроконтроллеру и входу управления переключателя, выход которого подключен ко входу АЦП, встроенного в микроконтроллер, а входы подключены ко входу и выходу инвертора.

Изобретение относится к области навигации летательных аппаратов (ЛА) с использованием комплексного способа навигации, функционально объединяющего инерциальный способ навигации и спутниковый способ навигации, и может быть использовано при осуществлении навигации ЛА, в том числе навигации высокодинамичных ЛА в сложных навигационных условиях, характеризующихся повышенным уровнем изменчивости состава рабочего созвездия навигационных спутников.

Изобретение относится к контрольно-измерительной технике и может использоваться для определения планово-высотного положения подземного магистрального трубопровода.

Изобретение относится к навигационным системам. Технический результат заключается в повышении защиты обновляемых картографических данных.

Изобретение относится к области приборостроения, в частности к способам персональной навигации (пешеходной, автомобильной и пр.), и может быть использовано при решении задач локальной навигации (мининавигации).

Группа изобретений относится к автономным цифровым интегрированным комплексам бортового электронного оборудования многодвигательных воздушных судов. Бортовая система информационной поддержки содержит модуль динамики взлета, модуль высотно-скоростных и метеорологических параметров, модуль летно-технических характеристик, модуль аэродинамики, модуль тяги силовых установок, модуль базы данных аэродромов и мировую базу данных рельефа подстилающей поверхности EGPWS повышенной точности в 3D формате и минимальных безопасных высот, модуль анализа и принятия решений и другие модули. В предлагаемом когнитивном формате представления информации на взлетном пилотажном индикаторе выполнены синтезированное отображение взлетно-посадочной полосы с осевой линией, номером порога взлетно-посадочной полосы, отображение границ максимально допустимого бокового отклонения судна на разбеге, другие важные отображения. На пилотажном индикаторе на фоне лобового стекла дополнительно отображены команды на подъем передней стойки, отрыв, доразгона судна до безопасных скоростей набора высоты и команды на выдерживание оптимального угла тангажа на воздушном участке взлетной дистанции, а также команды на отворот и экстренный набор высоты для предотвращения столкновения с рельефом подстилающей поверхности и искусственными препятствиями. Форматы указанных параметров отображены с использованием принципов активации визуального восприятия информации в информационной поддержке экипажа в его когнитивной деятельности с использованием принципов искусственного интеллекта, полноты представления информации, актуальности и интерактивности. В результате упрощается управление летательным аппаратом, повышается безопасность полетов. 2 н. и 18 з.п. ф-лы, 10 ил., 3 табл.

Изобретение относится к области морской навигации и может быть использовано, в частности, для определения скорости судна. Согласно изобретению измеряют параметры сигналов спутников глобальной навигационной системы в моменты начала и конца пробега. Преобразуют эти параметры в координаты места судна в указанные моменты времени и определяют длину пробега. По полученной служебной информации определяют составы рабочих созвездий спутников в данные моменты времени. Выбирают группу общих для обоих созвездий спутников и фиксируют эту группу в качестве единого рабочего созвездия для всего времени выполнения пробега. Для всего времени выполнения пробега одновременно с приемом радиосигналов от космических аппаратов принимают радиосигналы от береговых станций, работающих в дифференциальном режиме, и вводят соответствующие поправки, при измерении радионавигационных параметров сигналов выполняют оценку ошибки, вызванную многолучевостью распространения радиосигналов космических аппаратов. Изобретение направлено на повышение точности определения длины пробега судна путем исключения систематических составляющих из общей погрешности измерения указанной длины. 1 ил.

Изобретение относится к методам и средствам прицеливания и наводки, используемым в зенитных самоходных установках (ЗСУ) сухопутных войск. Способ применим в случае выхода из строя системы измерения дальности собственной радиолокационной системы, в т.ч. при постановке помех. С помощью оптического прицела на ЗСУ измеряются текущие угловые координаты воздушной цели. На подвижном пункте разведки и управления (ППРУ) методами радиолокации устанавливают линейную скорость и угол курса цели, которые передают по радиолинии на аппаратуру приема и реализации данных целеуказания. Существующие образцы этой аппаратуры устанавливают на ЗСУ. Измеренные на ЗСУ и переданные с ППРУ данные вводят в цифровую вычислительную систему, где наклонная дальность до цели рассчитывается по соответствующим формулам. Технический результат изобретения состоит в повышении точности определения наклонной дальности воздушной цели, что, в свою очередь, повышает точность стрельбы по ней. 4 ил.

Изобретение относится к области навигации летательных аппаратов (ЛА) с использованием комплексного способа навигации, функционально объединяющего инерциальный способ навигации, спутниковый способ навигации и дальномерный способ навигации. Изобретение может быть использовано при осуществлении навигации высокодинамичных ЛА в сложных навигационных условиях. Новизна способа состоит в том, что формируют дополнительную базу данных, включающую диаграммы направленности антенны спутникового приемника и бортовых антенн приемопередатчика дальномерных сигналов, после приема сигналов навигационных спутников (НС) параллельно с определением навигационных параметров по спутниковому способу навигации (ССН) выделяют состав рабочего созвездия и угловые координаты НС, выделяют отношения сигнал/шум спутникового приемника и формируют корреляционную матрицу ошибок ССН, затем формируют векторы направления НС и определяют весовые коэффициенты НС из состава рабочего созвездия по ориентации ЛА, уточненному положению ЛА, угловым координатам НС и диаграмме направленности антенны спутникового приемника, корректируют состав рабочего созвездия спутников по весовым коэффициентам НС, корректируют навигационные параметры по откорректированному составу рабочего созвездия НС, далее формируют ориентированную корреляционную матрицу ошибок ССН, учитывающую ориентацию ЛА на основе откорректированного состава рабочего созвездия и учета весовых коэффициентов НС, параллельно по дальномерному способу навигации (ДСН) формируют корреляционную матрицу ошибок ДСН, формируют векторы направления и определяют весовые коэффициенты наземных радиомаяков (НРМ) из рабочего состава НРМ по ориентации ЛА, уточненному положению ЛА, координатам НРМ из рабочего состава НРМ и диаграмме направленности упомянутой бортовой антенны приемопередатчика, корректируют рабочий состав НРМ по весовым коэффициентам НРМ, формируют ориентированную корреляционную матрицу ошибок ДСН, учитывающую ориентацию ЛА, на основе откорректированного рабочего состава НРМ и учета весовых коэффициентов НРМ формируют соответственно ориентированные навигационные параметры по ССН и ДСН и используют их в бортовом вычислителе для формирования комплексных навигационных параметров, при этом выходные результаты представляют в виде уточненного положения ЛА, откорректированного с учетом ориентации ЛА. Предлагается вариант способа, использующий для определения данных по ориентации ЛА оператор ориентации, вычисляемый в инерциальном способе навигации. Предлагается также вариант способа, определяющий выбор диаграммы направленности антенны одной из бортовых антенн приемопередатчика дальномерных сигналов. Предлагается также вариант способа, учитывающий зависимость диаграммы многолучевости ЛА от ориентации ЛА и корректирующий определение положения ЛА в зависимости от уровня многолучевости. Результатом использования способа является повышение надежности и точности систем навигации, снижения вероятности авиационных катастроф. 3 з.п. ф-лы, 5 ил., 3 прил.

Изобретение относится к способам составления карт, которые могут быть использованы при ликвидации последствий чрезвычайных ситуаций (ЧС). Сущность: заранее создают базу геокодированных данных мест дислокации подразделений экстренных служб с соответствующими динамическими характеристиками на требуемую территорию. Заранее создают граф улично-дорожной сети на требуемую территорию с дополнительными внедорожными и пешеходными связями. Определяют на электронной карте район и местоположение точки текущей ЧС. По основным параметрам текущей ЧС критериально выбирают категории экстренных служб, которые необходимо задействовать для ликвидации ее последствий. Автоматически из базы данных выбирают места дислокаций ближайших к точке текущей ЧС подразделений выбранных категорий экстренных служб с заданным радиусом зоны поиска. Интерактивно задают параметры для расчета маршрутов подъезда и подхода к точке текущей ЧС. По графу улично-дорожной сети одновременно рассчитывают все маршруты и их характеристики от всех выбранных мест дислокации ближайших подразделений экстренных служб до точки текущей ЧС. Отображают на электронной карте местности района ЧС все места дислокации выбранных подразделений экстренных служб и все проложенные маршруты подъезда и подхода к точке текущей ЧС. При этом имеется возможность визуализации вычисленных характеристик для каждого маршрута и динамических характеристик каждого выбранного подразделения экстренной службы. Формируют мультимедийные копии мобилизационной карты как для всего района текущей ЧС, так и отдельно для каждого проложенного маршрута. Передают мультимедийные копии мобилизационной карты в подразделения экстренных служб, задействованные в ликвидации последствий текущей ЧС. Технический результат: оперативное составление мобилизационных карт, которые можно эффективно использовать при ликвидации последствий ЧС. 7 ил.

Изобретение относится к системам составления карт, которые могут быть использованы при ликвидации последствий чрезвычайных ситуаций. Сущность: система включает блок (1) обработки данных о чрезвычайной ситуации, связанный с автоматизированным рабочим местом (2) диспетчера. Автоматизированное рабочее место (2) диспетчера связано с блоком (7) составления мобилизационных карт, блоком (9) составления мультимедийных копий мобилизационных карт и блоком (10) передачи мультимедийных карт в подразделения экстренных служб по подключенным каналам связи. Блок (7) составления мобилизационных карт подключен к блоку (8) управления контентом подразделений экстренных служб, к блоку (6) построения маршрутов и к базе (4) данных электронных карт местности. Блок (8) управления контентом подразделений экстренных служб связан с базой (3) данных подразделений экстренных служб и подключен по каналам связи к подразделениям экстренных служб. Блок (6) построения маршрутов связан с навигационной базой (5) геоданных. Технический результат: оперативное составление мобилизационных карт, которые можно эффективно использовать при ликвидации последствий чрезвычайных ситуаций. 1 з.п. ф-лы, 3 ил.

Изобретение относится к области приборостроения и может найти применение в системах контроля целостности коммуникаций спутниковых навигационных систем. Технический результат - расширение функциональных возможностей. Для этого спутниковая навигационная система (10) включает в себя космический сегмент (12) с несколькими спутниками (14), которые излучают навигационные сигналы (16) для приема и обработки пользовательскими системами (18) для определения положения, и наземный сегмент (20) с несколькими наблюдательными станциями (22), которые наблюдают за спутниками (14), при этом способ включает определение распределения погрешностей синхронизации часов наблюдательных станций (S10), передачу информации о распределении погрешностей синхронизации часов наблюдательных станций (S12) и прием и оценку информации о распределении погрешностей синхронизации часов за счет того, что на основании информации оценивают точность наблюдения наземным сегментом (S14). 3 н. и 8 з.п. ф-лы, 2 ил.

Изобретение относится к измерительной технике и может найти применение в системах измерения и индикации, обеспечивающих поддержку процесса пилотирования летательных аппаратов. Технический результат - повышение надежности и точности. Для этого устройство для включения блока ориентации интегрированной системы резервных приборов (ИСРП) в пилотажно-навигационный комплекс (ПНК) содержит первый и второй электромеханические указатели крена и тангажа (УКТ), формирователь внешнего интерфейса, подключенный к вычислительной машине (ВМ) и к шине внешнего интерфейса ПНК, соединенные последовательно буфер и формирователь напряжения, пропорционального синусу и косинусу текущего значения углов крена и тангажа, выход которого подключен к первому и второму электромеханическим УКТ, а вход буфера подключен к выходу ВМ. 1 ил.

Изобретение относится к гибридным транспортным средствам. Способ управления комбинированной силовой установкой гибридного транспортного средства заключается в том, что в навигационную систему транспортного средства вводят данные о проходимом маршруте в 3D-формате и по сигналам навигационной системы электрическую машину переводят в режим генератора при торможении транспортного средства перед перекрестками, на участках с ограничением скорости движения, на участках спуска и при зарядке аккумуляторной батареи от двигателя внутреннего сгорания. Также электрическую машину переводят в режим электродвигателя на участках маршрута при разгоне транспортного средства после перекрестков, после ограничения скорости и при движении на подъемы. Повышается экономия топлива и снижаются выбросы в атмосферу. 3 з.п. ф-лы, 1 ил.

Изобретение относится к области управления системами навигации и ориентации, в частности к коррекции их погрешностей, численных критериев степени наблюдаемости навигационных комплексов (НК) с инерциальной навигационной системой (ИНС). Задачей изобретения является повышение точности измерений угла отклонения гироскопически стабилизированной платформы (ГСП), повышение надежности работы. Техническим результатом является повышение степени наблюдаемости угла отклонения ГСП относительно сопровождающего трехгранника за счет формирования сигнала коррекции и сглаживания измерительного шума. Навигационный комплекс включает инерциальную навигационную систему (ИНС) с одним выходом, приемник спутниковой навигационной системы (ПСНС) с одним выходом, первый и второй сумматоры, каждый из которых имеет два входа и один выход. Выход ИНС соединен с первыми входами сумматоров, а выход ПСНС соединен со вторым входом первого сумматора. НК снабжен блоком задержки на 1 такт, первым и вторым усилителями, третьим сумматором, который имеет первый и второй входы и один выход. Выход первого сумматора соединен с входом блока задержки и входом второго усилителя. Выход блока задержки соединен с входом первого усилителя, выход которого соединен с первым входом третьего сумматора. Выход второго усилителя соединен со вторым входом третьего сумматора, выход которого соединен со вторым входом второго сумматора. Каждый из усилителей имеет коэффициент усиления 1/2 gT. 1 з.п. ф-лы, 1 ил.
Наверх