Способ измерения длины пробега судна на галсе по фиксированному созвездию космических аппаратов среднеорбитной спутниковой радионавигационной системы



Способ измерения длины пробега судна на галсе по фиксированному созвездию космических аппаратов среднеорбитной спутниковой радионавигационной системы

 


Владельцы патента RU 2553709:

Аносов Виктор Сергеевич (RU)
Чернявец Владимир Васильевич (RU)
Бродский Павел Григорьевич (RU)
Чернявец Антон Владимирович (RU)
Червякова Нина Владимировна (RU)
Жильцов Николай Николаевич (RU)
Леньков Валерий Павлович (RU)

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 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]).

Известен способ измерения длины пробега по определениям мест судна теодолитными засечками (Кораблевождение под ред. В.Д. Шандабылова. - Л.: ГУНиО МО, 1972, с.197 [2]). Но эти способы могут применяться только в пределах акватории, ограниченной рабочей зоной используемых средств определения места.

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 A, 22.05.1990 [5], US №5751244 A, 12.05.1998 [6], US №5877725 A, 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 C1, 10.08.2000 [8].

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 галасе по определениям места, выполненным по среднеорбитной спутниковой навигационной 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 сильнокоррелированными 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, которая 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

Задачей предлагаемого технического решения является повышение точности способа определения длины пробега судна на галсе по определениям места, выполненным по среднеорбитной спутниковой радионавигационной системе.

Поставленная задача решается за счет того, что в способе измерения 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 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.

На чертеже дана блок-схема устройства, посредством которого реализуется способ.

Устройство включает приемник 1 спутниковой радионавигационной системы ГЛОНАСС/GPS с антенной 2, приемник 3 фазовой радионавигационной системы с антенной 4, пульт 5 управления и индикации, контроллер 6, ПЗУ 7, альманах 8 фазовой радионавигационной системы, ОЗУ 9, шины 10 управления данными, синхронизатора 11, генератора 12 опорной частоты.

Приемник 1 спутниковой радионавигационной системы ГЛОНАСС/GPS дополнительно содержит некогерентный обнаружитель сигнала в «шумах», в котором формируется оценка модуля амплитуды сигнала. При этом фиксируется модуль компоненты I в моменты времени, когда Q проходит через нуль. Тогда можно получить два отсчета модуля амплитуды за 1 период промежуточной частоты. В связи с тем, что для некогерентных методов компоненты I и Q равноценны (опережающая и запаздывающая), данный подход можно улучшить, добавив еще два отсчета Q в моменты, когда I проходит через нуль. За этот же период также можно получить 4 отсчета, практически независимых в широкополосных приемниках спутниковой навигационной системы с низкой последней промежуточной частотой.

Формирование модуля амплитуды полного (с отражениями) сигнала может быть рационально распределено между аналоговым и цифровым процессорами. Здесь возможны два варианта: сигналы управления аналого-цифровым преобразователем (АЦП) - команды считывания - формируются в аналоговом процессоре схемой ИСКЛЮЧАЮЩЕЕ ИЛИ из знаков текущих ординат квадратурных составляющих (опережающей и запаздывающей). Этими командами являются фронты (и передние и задние) выходного сигнала логической схемы ИСКЛЮЧАЮЩЕЕ ИЛИ, либо операция суммирования по модулю два производителя в DSP (цифровой сигнальный процессор), а команды управления считыванием АЦП поступают из DSP в аналоговый процессор. Оценка модуля амплитуды сигнала выполняется по формуле:

где L - оператор линейного сглаживания,

I, Q - квадратурные компоненты сигнала.

Выражение для ковариации дальности и амплитуды, вызванное многолучевостью, имеет вид:

,

где δДi и δAi - отклонения дальности и амплитуды от их математических ожиданий (оценок МО).

Оценки математических ожиданий формируются с помощью α - БИХ фильтров (экспоненциальный фильтр 1-го порядка с бесконечной импульсной характеристикой и параметром затухания α):

Такой же фильтр используется и для амплитуды:

Аналогично формируются (фильтруются) оценки СКО этих вариаций (важно только, чтобы постоянная сглаживания α во всех четырех фильтрах была бы одной и той же), а именно:

Поскольку коэффициент взаимной корреляции (2) по определению должен быть равен единице, из этого соотношения находим оценку ошибки при измерении в режиме дальномера, вызванную многолучевостью, как:

При угломерных измерениях оценка ошибки слежения за фазой определяется как:

причем очевидно, что | Δ ϕ i | < π 2 ,

где α - отношение амплитуд отраженного и прямого сигналов.

Приемник 3 фазовой радионавигационной системы выполнен с возможностью приема дифференциальных поправок спутниковой радионавигационной системы ГЛОНАСС/GPS, передаваемых по радионавигационному каналу ИФРНС «Чайка» (ЛОРАН-С) за счет дискретной временной модуляции шести последних радиоимпульсов навигационного пакета.

Приемник 3 выполнен в виде приемника прямого усиления с полосой пропускания 15-20 кГц, чувствительностью 30-50 мкВ и усилителем-ограничителем на выходе, который обеспечивает первичную селекцию и усиление сигналов ИФРНС до уровня, необходимого для их обработки цифровыми схемами. Кроме того, приемник 3 содержит схемы АРУ и два режекторных фильтра для подавления узкополосных помех.

В качестве вычислителя в приемнике 3 использованы общераспространенные 8/16-разрядные микроконтроллеры типа MCS 251, MCS96 и т.п.

Цифровая часть (синхронизатор, схемы управления и т.д.) выполнена на базе программируемых логических интегральных схем типа Altera, Xilinx, Actel, БМК и т.п., обладающих достаточным числом логических элементов для реализации указанного проекта в рамках одного кристалла.

Средства управления и индикации представляют собой малогабаритную пленочную клавиатуру и 4- или 2-строчный жидкокристаллический индикатор с информационной емкостью 4×20 (2×20) символов.

Предлагаемый способ измерения 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. При этом выполняют оценку ошибки дальномера, вызванную многолучевостью по формулам 1-8.

Одновременно принимают сигналы станции ИФРНС, передающей дифференциальные поправки, посредством приемника 3. Из приемника 1 спутниковой радионавигационной системы ГЛОНАСС/GPS считываются текущие дата, время и координаты объекта, после чего осуществляется обзор альманаха ИФРНС и выбор цепи (цепей) ИФРНС, в зоне действия которой находится объект. После этого производится расчет взаимного расположения судна относительно станций выбранной цепи и соответствующие задержки распространения сигналов от этих станций до точки приема. Координаты судна могут быть введены оператором вручную, таким же образом может быть задана к обработке и конкретная станция ИФРНС.

При наличии физической "привязанной" секундной метки времени от приемника 1 спутниковой радионавигационной системы ГЛОНАСС следует беспоисковая установка шкалы по так называемой эпохе под сигналы выбранной (заданной) к обработке станции ИФРНС. В отсутствии метки времени установка шкалы приемника 3 осуществляется с помощью процедуры "Поиск".

После установки шкалы производится поиск максимума амплитуды принимаемых радиоимпульсов (РИ) с целью выбора рабочей точки на теле сигнала с наибольшим соотношением сигнал/шум (в отличие от решения навигационной задачи, когда рабочая точка выбирается на фронте принимаемых РИ). Дальнейшая обработка каждого РИ ведется по пяти соседним периодам высокочастотного заполнения РИ, расположенным симметрично относительно максимума сигнала.

Ввиду того, что первые два импульса навигационного пакета при передаче дифференциальных поправок не модулируются, процедуры их обработки несколько отличаются от процедур обработки (декодирования информации) шести последних радиоимпульсов навигационного пакета.

В установившемся режиме работы приемника 3 данные, получаемые от первых двух РИ пакета, используются для контроля помеховой обстановки, слежения за положением максимума принимаемого сигнала и удержания рабочих стробов в его окрестности, расчета и коррекции адаптивных порогов и для последующего декодирования информации, содержащейся в сдвигах на ±1 мкс шести последних РИ пакета. Кроме того, по первым двум импульсам пакета осуществляется непрерывный контроль достоверности декодирования фазовой манипуляции единичного РИ. Первичная обработка сигналов и декодирование фазового кода РИ, содержащих информацию о дифференциальных поправках, ведется в реальном масштабе времени в моменты приема пакета. Декодирование и преобразование сообщения, содержащего дифференциальные поправки, осуществляется в фоновом режиме в паузах между принимаемыми пакетами РИ. Так же в фоновом режиме производится периодическое считывание текущих координат объекта и их сопоставление с альманахом ИФРНС с целью переключения приемника 3 на обработку сигналов другой станции (цепи) в случае перехода объекта в зону ее действия, то есть в зону с более благоприятными условиями приема радиосигналов.

Длина пробега определяется как расстояние между точками с полученными координатами по формуле D=(Δx2+Δy2)1/2, где Δx и Δy - разности одноименных координат. Предлагаемый способ измерения длины пробега судна на галсе может быть реализован с использованием любой аппаратуры потребителей среднеорбитной спутниковой радионавигационной системы.

Источники информации

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

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

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 A, 22.05.1990.

6. Патент US №5751244 A, 12.05.1998.

7. Патент US №5877725 A, 02.03.1999.

8. Патент RU №2154258 C1, 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 измерения 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 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.



 

Похожие патенты:

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.

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.

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 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.

Изобретение относится к измерительной технике и может найти применение, например, в системах навигации и управления подвижных объектов (ПО) наземного транспорта при формировании геометрии траектории движения ПО. Технический результат - расширение функциональных возможностей. Для этого обеспечивают единство измерений на протяжении всех магистралей движения ПО: устанавливают единую, не дающую искажений углов и расстояний систему ортогональных координат непосредственно на эллипсоиде за счет применения плоских метрических графов малой длины, что сохраняет единство глобальных координат без применения каких-либо картографических проекций. При этом определяют глобальные трехмерные координаты оси пути ПО измерительно-вычислительным комплексом с интервалом 1 м, получая линейные метровые метрические графы, совпадающие с метровыми векторами или линейными метровыми сплайнами, представляющими собой непрерывные функции. 2 ил.

Изобретение относится к области приборостроения и может найти применение в системах ориентации летательных аппаратов. Технический результат - повышение точности. Для этого в устройство для включения блока ориентации в пилотажно-навигационный комплекс (ПНК), содержащий блок датчиков первичной информации (ДПИ), подключенный через АЦП к вычислительной машине (ВМ), с подключенным к ней преобразователем аналоговых сигналов, пропорциональных синусу и косинусу текущего значения угла, дополнительно введены нагревательный элемент и термодатчик, размещенные в блоке ДПИ, микроконтроллер с встроенным в него АЦП. При этом усилитель подключен между выходом микроконтроллера и нагревательным элементом, а термодатчик подключен ко входу АЦП, встроенного в микроконтроллер, выход которого подключен к ВМ. 1 ил.
Наверх