Способ определения угловой ориентации летательного аппарата в среде глобальных радионавигационных систем



Способ определения угловой ориентации летательного аппарата в среде глобальных радионавигационных систем
Способ определения угловой ориентации летательного аппарата в среде глобальных радионавигационных систем
Способ определения угловой ориентации летательного аппарата в среде глобальных радионавигационных систем
Способ определения угловой ориентации летательного аппарата в среде глобальных радионавигационных систем
Способ определения угловой ориентации летательного аппарата в среде глобальных радионавигационных систем
Способ определения угловой ориентации летательного аппарата в среде глобальных радионавигационных систем
Способ определения угловой ориентации летательного аппарата в среде глобальных радионавигационных систем
Способ определения угловой ориентации летательного аппарата в среде глобальных радионавигационных систем
Способ определения угловой ориентации летательного аппарата в среде глобальных радионавигационных систем
Способ определения угловой ориентации летательного аппарата в среде глобальных радионавигационных систем
Способ определения угловой ориентации летательного аппарата в среде глобальных радионавигационных систем
Способ определения угловой ориентации летательного аппарата в среде глобальных радионавигационных систем
Способ определения угловой ориентации летательного аппарата в среде глобальных радионавигационных систем
Способ определения угловой ориентации летательного аппарата в среде глобальных радионавигационных систем
Способ определения угловой ориентации летательного аппарата в среде глобальных радионавигационных систем
Способ определения угловой ориентации летательного аппарата в среде глобальных радионавигационных систем
Способ определения угловой ориентации летательного аппарата в среде глобальных радионавигационных систем
Способ определения угловой ориентации летательного аппарата в среде глобальных радионавигационных систем
Способ определения угловой ориентации летательного аппарата в среде глобальных радионавигационных систем
Способ определения угловой ориентации летательного аппарата в среде глобальных радионавигационных систем
Способ определения угловой ориентации летательного аппарата в среде глобальных радионавигационных систем
Способ определения угловой ориентации летательного аппарата в среде глобальных радионавигационных систем
Способ определения угловой ориентации летательного аппарата в среде глобальных радионавигационных систем
Способ определения угловой ориентации летательного аппарата в среде глобальных радионавигационных систем
Способ определения угловой ориентации летательного аппарата в среде глобальных радионавигационных систем
Способ определения угловой ориентации летательного аппарата в среде глобальных радионавигационных систем
Способ определения угловой ориентации летательного аппарата в среде глобальных радионавигационных систем
Способ определения угловой ориентации летательного аппарата в среде глобальных радионавигационных систем
Способ определения угловой ориентации летательного аппарата в среде глобальных радионавигационных систем
Способ определения угловой ориентации летательного аппарата в среде глобальных радионавигационных систем
Способ определения угловой ориентации летательного аппарата в среде глобальных радионавигационных систем
Способ определения угловой ориентации летательного аппарата в среде глобальных радионавигационных систем
Способ определения угловой ориентации летательного аппарата в среде глобальных радионавигационных систем
Способ определения угловой ориентации летательного аппарата в среде глобальных радионавигационных систем
Способ определения угловой ориентации летательного аппарата в среде глобальных радионавигационных систем
Способ определения угловой ориентации летательного аппарата в среде глобальных радионавигационных систем
Способ определения угловой ориентации летательного аппарата в среде глобальных радионавигационных систем
Способ определения угловой ориентации летательного аппарата в среде глобальных радионавигационных систем
Способ определения угловой ориентации летательного аппарата в среде глобальных радионавигационных систем
Способ определения угловой ориентации летательного аппарата в среде глобальных радионавигационных систем
Способ определения угловой ориентации летательного аппарата в среде глобальных радионавигационных систем
Способ определения угловой ориентации летательного аппарата в среде глобальных радионавигационных систем
Способ определения угловой ориентации летательного аппарата в среде глобальных радионавигационных систем
Способ определения угловой ориентации летательного аппарата в среде глобальных радионавигационных систем
Способ определения угловой ориентации летательного аппарата в среде глобальных радионавигационных систем
Способ определения угловой ориентации летательного аппарата в среде глобальных радионавигационных систем
Способ определения угловой ориентации летательного аппарата в среде глобальных радионавигационных систем
Способ определения угловой ориентации летательного аппарата в среде глобальных радионавигационных систем
Способ определения угловой ориентации летательного аппарата в среде глобальных радионавигационных систем
Способ определения угловой ориентации летательного аппарата в среде глобальных радионавигационных систем
Способ определения угловой ориентации летательного аппарата в среде глобальных радионавигационных систем
Способ определения угловой ориентации летательного аппарата в среде глобальных радионавигационных систем

 


Владельцы патента RU 2578671:

Открытое акционерное общество "Научно-исследовательский институт точных приборов" (RU)

Изобретение относится к области навигации по сигналам космических аппаратов глобальных радионавигационных спутниковых систем и может быть использовано для определения угловой ориентации летательного аппарата в пространстве. Достигаемый технический результат - уменьшение количества переборов возможных значений параметров фазовой неоднозначности. Предлагаемый способ обеспечивает определение угловой ориентации по результатам измерений фазовых сдвигов сигналов от космических аппаратов числом не менее трех. Способ реализуется подбором целочисленных неоднозначностей измеренных фазовых сдвигов, для которых существует пеленгация космического аппарата по двум базам. Искомое значение угловой ориентации объекта определяется на основе критерия максимального правдоподобия, функция которого учитывает положение космических аппаратов, векторов, соединяющих антенны, пеленги сигналов космических аппаратов и их взаимную связь. 6 ил.

 

Предлагаемое изобретение относится к области навигации по сигналам космических аппаратов глобальных радионавигационных спутниковых систем и может быть использовано для определения угловой ориентации летательного аппарата в пространстве. Известны способы определения ориентации объектов по сигналам космических аппаратов глобальных радионавигационных систем, основанные на приеме сигналов от космических аппаратов антеннами количеством не менее трех, расположенных на объекте так, чтобы они не лежали на одной прямой, при этом антенны принимают сигналы от космических аппаратов, на основе которых определяются разности фаз несущей частоты сигналов, принимаемых на разнесенные антенны, в которых (разностях фаз) содержится информация об углах между направлениями на космические аппараты и векторами, образованными антеннами, на основе которой с привлечением информации о расположении антенн относительно объекта решается задача ориентации, при этом антенны принимают сигналы от трех космических аппаратов, а информация о координатах объекта и космических аппаратов известна [1, 2, 3].

Недостатком способа является необходимость проведения разновременных измерений фазовых сдвигов между разнесенными антеннами объекта, что увеличивает время, требуемое для определения углового положения.

Известен способ определения угловой ориентации объекта по сигналам глобальных спутниковых радионавигационных спутниковых систем [4], основанный на приеме сигналов от космических аппаратов глобальных спутниковых радионавигационных спутниковых систем на разнесенные антенны, измерении фазового сдвига между принятыми сигналами от каждого космического аппарата, подборе значений целочисленных неоднозначностей измерений фазовых сдвигов, решении системы уравнений для определения угловой ориентации, при этом искомая угловая ориентация объекта определяется из условия максимума функции правдоподобия.

Недостатком способа является просмотр большого количества комбинаций целочисленных неоднозначностей измерений фазовых сдвигов, в котором не учитывается информация о положении космических аппаратов, векторов, соединяющих антенны.

Задачей изобретения является сокращение количества комбинаций при использовании переборного метода разрешения фазовой неоднозначности при определении углов между направлениями на космические аппараты и векторами, образованными линиями, соединяющими антенны, и использование функции правдоподобия, которая учитывает положение космических аппаратов и векторов, образованных линиями, соединяющими антенны.

Поставленная задача решается тем, что в способе определения угловой ориентации по сигналам космических аппаратов глобальных спутниковых радионавигационных систем, основанном на приеме сигналов от космических аппаратов на антенны, количеством не менее трех, расположенные на объекте так, чтобы они не лежали на одной прямой, измерении фазового сдвига между принятыми сигналами от каждого космического аппарата, подборе целочисленных неоднозначностей, позволяющем определить возможные значения угловой ориентации, определении значения искомой угловой ориентации объекта по максимуму функции правдоподобия, согласно изобретению возможные значения угловой ориентации определяют с использованием измеренных фазовых сдвигов и выражений, учитывающих положение космических аппаратов, векторов, образованных линиями, соединяющими антенны, и их взаимную связь.

Предлагаемый способ поясняется фигурами 1÷6.

На фиг. 1 показана прямоугольная Земная система координат и показана связь прямоугольных и геодезических координат.

Фиг. 2 иллюстрирует ориентацию нормальной земной системы координат относительно Земной системы через геодезические координаты.

На фиг. 3 показана ориентация антенн относительно системы координат пеленгатора.

На фиг. 4 показана схема пеленгации двух источников излучения.

На фиг. 5 показана ориентация системы координат пеленгатора относительно связанной системы координат летательного аппарата.

Фиг. 6 иллюстрирует порядок определения углов курса, тангажа и крена летательного аппарата в нормальной земной системе координат.

Угловая ориентация объекта через углы крена, курса и тангажа определяется в нормальной (земной) системе координат в соответствии с [5]. Нормальная земная система координат связана с земной системой координат, в которой осуществляют определение координат объектов в среде ГНСС.

Земная система координат OXYZ - правая прямоугольная декартовая система координат, начало и оси которой фиксированы по отношению к Земле. Начало системы координат расположено в центре масс Земли, ось OZ направлена в Международное условное начало (условному земному полюсу, как определено рекомендациями Международной службы вращения Земли), ось ОХ лежит в плоскости начального астрономического меридиана, установленного Международным бюро времени (в точку пересечения плоскости экватора и начального меридиана), ось OY дополняет систему до правой (ПЗ-90.11).В этой системе координат положение точки в пространстве определяется значениями координат X, Y, Z (см. фиг. 1). Геодезические координаты В, L, Н относятся к общеземному эллипсоиду. При этом центр общеземного эллипсоида совпадает с центром масс Земли, его малая полуось (ось вращения) совмещена с осью OZ, а оси ОХ и OY расположены в плоскости экватора так, что ось ОХ проходит через начальный меридиан. Общеземная система координат вращается вместе с Землей. Геодезическая широта В определяется как угол между нормалью к эллипсоиду, проходящей через заданную точку и плоскостью экватора; геодезическая долгота L - двугранный угол между плоскостью начального меридиана и плоскостью меридиана, проходящего через точку (положительное направление счета долгот от начального меридиана к востоку, от 0° до 360°); геодезическая высота Н - отрезок нормали к общеземному эллипсоиду от его поверхности до точки. Положительные значения высот соответствуют точкам, расположенным над эллипсоидом.

Нормальная (земная) система координат OgXgYgZg - земная система координат, ось которой OgYg направлена вверх по местной вертикали, а ось OgZg направлена на восток, ось OgXg совпадает с направлением на север. Под местной вертикалью понимают прямую, совпадающую с направлением силы тяжести в рассматриваемой точке (см. фиг. 2).

Сущность предлагаемого способа можно пояснить следующим образом. На объекте устанавливают пеленгатор, который имеет, например, три антенны (антенн может быть три и более, но для простоты понимания рассматриваются три антенны). Угол между вектором rAB, образованными антеннами А, В, и вектором rАС, образованным антеннами А, С, равен Ω, при этом расстояния между антеннами А, В и А, С (базы) равны соответственно |rAB|=b1, |rAC|=b2.

Антенны А, В, С располагаются в плоскости OXпZп системы координат OXпYпZп, в которой направление оси ОХп совпадает с направлением вектора rAB, ось OYп перпендикулярна плоскости расположения антенн, а ось OZп дополняет систему координат до правой (см. фиг. 3).

Антенны принимают сигналы от трех космических аппаратов и более, например от k космических аппаратов R1, R2, R3, …, Rk, по которым определяются координаты космических аппаратов объекта в земной системе координат и измеряются разности фаз сигналов и здесь

i - номер космического аппарата

- разность фаз сигналов, принимаемых антеннами А, В от космического аппарата Si, излучающего сигнал с длиной волны λi;

- разность фаз сигналов, принимаемых антеннами А, С от космического аппарата Si, излучающего сигнал с длиной волны λi (верхний индекс относится к указанию, на какой базе выполнено измерение, а второй - номер космического аппарата).

Схема пеленгации двух источников излучения показана на фиг. 4.

Зная в земной системе координат координаты космических аппаратов с номерами объекта и разности фаз сигналов принимаемых антеннами А, В и А, С, запишем выражения, характеризующие углы между векторами баз, образованными антеннами rАВ=rB-rА, rАС=rC-rА, где rА, rB, rC - координаты антенн в земной системе координат, и векторами наблюдения источников излучения r0i=ri-r0, r0j=rj-r0.

Угол между векторами наблюдения космических аппаратов с номерами i, j равен:

Угол между векторами rАВ, rАС, образованными антеннами А, В и А, С, равен:

Для величин расстояний между антеннами |rAB|, |rАС| и величин векторов наблюдения КA |r0i|, |r0j| выполняются условия

Выполнение этих условий позволяет считать фронт принимаемой электромагнитной волны плоским, и, соответственно, для измеренных разностей фаз принятых сигналов выражения для пеленгов источников излучения космических аппаратов i, j имеют вид:

здесь - целочисленные значения из множеств:

где Мi - целое число длин волн λi, укладывающихся на длине b1;

Ni - целое число длин волн λi, укладывающихся на длине b2;

Mj - целое число длин волн λj, укладывающихся на длине b1;

Nj - целое число длин волн λj, укладывающихся на длине b2.

Выражение для углового расстояния между источниками излучения через пеленги источников относительно векторов баз и угла Ω их взаимной ориентации, имеет вид:

здесь и далее i, j - номера источников излучений;

- пеленг i-го источника, определенный на первой базе и на второй базе;

- пеленг j-го источника, определенный на первой базе и на второй базе.

Выражение для углового расстояния между векторами баз пеленгатора как функция от значений пеленгов и величины угла Δθi,j между источниками излучения имеет вид:

Для пеленгов как функций от значений параметров фазовой неопределенности существуют следующие выражения:

Вариант 1 для условия:

- пеленг j-го источника по второй базе через пеленги i-го источника и пеленг j-го источника по первой базе равен:

- пеленг i-го источника по первой базе через пеленги j-го источника и пеленг i-го источника по второй базе равен:

- пеленг i-го источника по второй базе:

- пеленг j-го источника по первой базе:

Вариант 2 для условия:

- пеленг j-го источника по второй базе через пеленги i-го источника и пеленг j-го источника по первой базе равен:

- пеленг i-го источника по первой базе через пеленги j-го источника и пеленг i-го источника по второй базе равен:

- пеленг i-го источника по второй базе:

- пеленг j-го источника по первой базе:

Расчеты угловых расстояний Ω, Δθi,j осуществляются с ошибками, измерения пеленгов возмущены ошибками измерения разностей фаз и, как следствие, принятие решения о выборе соответствующих параметров устранения фазовой неоднозначности становится вероятностной процедурой.

Определим функцию правдоподобия как условную плотность вероятности параметров неоднозначности при измеренных значениях пеленгов и заданных угловых расстояниях между векторами баз (Ω) и источниками излучения (Δθi,j). В допущении нормального закона распределения погрешностей измерений косинусов углов пеленгации, угла между векторами баз и угла между векторами наблюдения источников излучения функция правдоподобия имеет вид:

где σΩ, - среднеквадратическая погрешность оценки косинусов углов Ω, Δθi,j по измерениям на объекте установки и расчетах по данным эфемерид космических аппаратов;

- среднеквадратическая погрешность измерения косинусов пеленгов источников k=i, j на базах b=b1, b2;

Δ - невязки соответствующих переменных равные:

Максимум функции правдоподобия соответствует минимуму значения показателя экспоненты, то есть он соответствует минимуму функции, определенной как сумма показателей экспонент:

Из полученного набора возможных значений с параметрами неоднозначности выбираются параметры при которых достигается минимум что соответствует максимуму функции правдоподобия. При параметрах фазовой неопределенности, равных значения с максимальной вероятностью соответствуют истинным значениям пеленгов источников излучения.

Критерий поиска решения, соответствующий максимуму функции правдоподобия, может быть использован при наличии взаимной корреляции погрешностей измерений и законах распределения ошибок, отличающихся от нормального закона. В этом случае изменяется вид функции правдоподобия, однако поиск оптимального решения по-прежнему базируется на поиске максимума функции правдоподобия, учитывающей положение космических аппаратов, векторов, соединяющих антенны, пеленги космических аппаратов и их взаимную связь.

Переборный алгоритм устранения фазовой неоднозначности, реализующий автономное рассмотрение по каждой базе, требует выполнения просмотра (2Мi+1) значений восстановления полных фазовых задержек для одной базы и (2Ni+1) значений для второй базы, таким образом, должны рассматриваться (2Мi+1)(2Ni+1) комбинаций положения источника излучения в пространстве, из которых выбирается одно, удовлетворяющее критерию выбора. Количество комбинаций, равное (2M+1)(2N+1), пропорционально площади прямоугольника со сторонами (2b1/λ+1, 2b2/λ+1).

Условие пеленгования источника по двум базам (например, когда базы ортогональны, то есть Ω=90°), а именно, существование пересечения конусов возможных положений источника в пространстве по первой и второй базам при параметрах неоднозначности (m, n) имеет вид: где и Для этого случая количество комбинаций параметров (m, n) пропорционально площади эллипса с полуосями Коэффициент уменьшения просматриваемых комбинаций, определяемый как отношение возможных комбинаций параметров уточненного алгоритма устранения фазовой неоднозначности к количеству комбинаций возможных неоднозначностей по базам, оценочно равен обратной величине отношения площади прямоугольника к площади, вписанного в него эллипса, то есть равен π/4.

Выражение для углового расстояния между двумя источниками излучения определяется при двух условиях:

что соответствует условию существования источников сигналов на пеленгах, равных и при пеленгации их одновременно двумя базами. В этом случае коэффициент уменьшения комбинаций параметров неоднозначности равен произведению коэффициентов уменьшения комбинаций параметров неоднозначности по каждой базе, то есть он оценочно равен чем достигается поставленная цель - уменьшение количества просмотра комбинаций неоднозначности при переборном методе устранения фазовой неоднозначности при определении углов между направлениями на космические аппараты и векторами, образованным антеннами.

Направляющие косинусы векторов наблюдения источников сигналов относительно летательного аппарата в земной системе координат имеют вид:

Пусть неизвестные направляющие косинусы векторов баз в земной системе координат равны:

для первой базы -

для второй -

тогда система уравнений пеленгации источников излучения на первой базе имеет вид:

система уравнений пеленгации источников излучения на второй базе имеет вид:

Введем обозначения:

Система уравнений относительно неизвестных направляющих косинусов вектора базы примет вид:

Система уравнений методом подстановки сводится к решению квадратного уравнения относительно переменной z вида:

Az2+2Bz+С=0

Корни уравнения:

отсюда: х1,2=uxz1,2x

y1,2=uyz1,2y

здесь

В=uxvx+uyνy

D=d11d22-d21d12

Первое решение для направляющих векторов базы:

второе решение:

Решение для направляющих векторов второй базы выполняется аналогично и так же получается два решения относительно направляющих косинусов вектора второй базы соответственно: и

Выбор правильного решения осуществляется путем привлечения результатов измерений по третьему источнику излучения. Для этого определяется вторая пара источников, в которой хотя бы один не использовался при нахождении направляющих косинусов векторов баз, и для нее повторяется процедура выбора параметров неоднозначности и решение задачи определения направляющих косинусов баз. Из полученных значений направляющих косинусов векторов баз за истинное значение принимаются значения, совпадающие в решениях по первой паре и второй паре источников излучения.

По значениям направляющих косинусов векторов баз вычисляются параметры фазовых неоднозначностей источников сигналов космических аппаратов, которые не были использованы при определении ориентации. Для источника l параметры неоднозначности равны:

здесь - направляющие косинусы вектора наблюдения источника сигнала l относительно летательного аппарата в геоцентрической системе координат;

int[…] - операция определения целого числа, ближайшего к целой части операнда;

sign(…) - функция принимает нулевое значение при положительном значении операнда и равна единице в противном случае.

После определения параметров неоднозначностей для всех источников осуществляется решение системы уравнений для определения уточненной угловой ориентации векторов баз с учетом всей совокупности фазовых сдвигов принятых сигналов.

Система уравнений, описывающая связь измеренных фазовых сдвигов с расчетными значениями, которые определяются через направляющие косинусов векторов наблюдения источников излучения и баз пеленгатора, имеет вид:

здесь - номера космического аппарата;

- оценки косинусов пеленгов через измеренные полные фазовые задержки на базах, равные соответственно

e0i×eb1, e0i×eb2, - скалярные произведения направляющих косинусов векторов наблюдения источников сигнала i-го космического аппарата и неизвестных векторов баз, равные по определению косинусам углов между соответствующими векторами, равные:

последние три уравнения - уравнения связи, которые определяют ориентацию векторов баз относительно друг друга и условие нормировки направляющих косинусов векторов.

В результате решения этой системы уравнений находятся уточненные направляющие косинусы векторов баз в земной системе координат по результатам измерений разностей фаз сигналов от всех космических аппаратов.

По определению направляющие косинусы орта оси ОХП системы координат OXпYпZп совпадают с направляющими косинусами первой базы, то есть Второй орт определяющий положение оси OYП системы координат, находится как векторное произведение векторов еb1 и еb2

здесь ⊗ - операция векторного произведения.

Третий орт eZп, определяющий положение оси OZП и дополняющий ориентацию осей системы координат OXпYпZп до правой, определяется векторным произведением векторов eXп и eYп:

Орты совпадают с осями связанной с пеленгатором системы координат и определяют ориентацию ее относительно земной системы координат.

Преобразование координат из земной системы координат в нормальную (земную) систему координат и обратно осуществляется с использованием соотношений [9]:

здесь - элементы сдвига (координаты центра нормальной системы координат в земной системе координат), равные:

а - большая полуось эллипсоида, м;

α - сжатие эллипсоида;

В - долгота;

L - широта.

Связь прямоугольных пространственных координат X, Y, Z и геодезических L, В, Н описывается формулами:

где X, Y, Z - прямоугольные координаты точки;

L, В, H - геодезические координаты точки (соответственно широта и долгота в рад, и высота в м);

N - радиус кривизны первого вертикала, м;

е - эксцентриситет эллипсоида.

Значения радиуса кривизны первого вертикала и квадрата эксцентриситета эллипсоида вычисляют соответственно по формулам:

е2=2α-α2

где а - большая полуось эллипсоида, м;

α - сжатие эллипсоида.

Для преобразования пространственных прямоугольных координат в геодезические выполняется итерационная процедура вычисления геодезической широты и геодезической высоты:

1) вычисляют вспомогательную величину D по формуле:

2) если D=0, то

3) если D≠0, то

при этом

4) если Z=0, то

B=0, H=D-a

5) если Z≠0, находят вспомогательные величины r, c, p по формулам и реализуют итеративный процесс:

начало итеративного процесса:

s1=0

М:

b=c+s1

если d, меньше установленного значения δ, то

В=b

если d равно или больше установленного значения δ, то

s1=s2 и вычисления продолжают, начиная с метки М.

Примечания

1. При преобразованиях координат в качестве допуска δ прекращения итеративного процесса принимают значение 0,0001" (4.848136811·10-6). В этом случае погрешность вычисления геодезической высоты не превышает 0,003 м.

2. Большая полуось эллипсоида а=6378136 м

Коэффициент сжатия α=1/298,25784.

Для определения угловой ориентации летательного аппарата преобразуем орты системы координат OXпYпZп из земной системы координат в нормальную (земную) систему координат. Преобразование имеет вид:

где матрица преобразования координат MN приведена выше.

Для случая, когда система координат пеленгатора повернута относительно связанной системы координат летательного аппарата по курсу на угол Δψ, по тангажу на угол Δθ, по крену на угол Δγ, производится преобразование ортов (см. фиг. 5) из нормальной системы в связанную систему летательного аппарата по формуле:

здесь МΔ - матрица, определенная следующим образом:

где а11=cosΔθ·cosΔψ

a21=sinΔγ·sinΔψ-cosΔγ·sinΔθ·cosΔψ

a31=sinΔγ·sinΔθ·cosΔψ+cosΔγ·sinΔψ

a12=sinΔθ

a22=cosΔγ·cosΔθ

a32=-sinΔγ·cosΔθ

a13=-cosΔθ·sinΔψ

а23=cosΔγ·sinΔθ·sinΔψ+sinΔγ·cosΔψ

a33=cosΔγ·cosΔψ-sinΔγ·sinΔθ·sinΔψ

Матрица направляющих косинусов, определяющая разворот связанной с пеленгатором системы координат OXпYпZп (положительное направление оси ОХп совпадает с направлением положительное направление оси OYп совпадает с направлением а положительное направление оси OZп совпадает с направлением ) относительно нормальной (земной) системы координат OXgYgZg, имеет вид:

где

Углы курса, тангажа и крена летательного аппарата (см. фиг. 6) в нормальной земной системе координат определяются выражениями:

ψ=-arctg2(c11,c3l)

θ=arcsin(c21)

γ=-arctg2(c22,c23)

Проведенное математическое моделирование подтвердило эффективность предлагаемого способа определения угловой ориентации в среде глобальных радионавигационных систем.

Источники информации

1. УДК 621.396.96:629.783 Сетевые спутниковые радионавигационные системы / B.C. Шибшаевич, П.П. Дмитриев, Н.В. Иванцевич, и др.; Под ред. B.C. Шибшаевича, - 2-е изд., перераб. и доп. - М.; Радио и связь, 1993. - 408 с.: ил. - ISBN 5-526-00174-4, стр. 205).

2. Патент №2185637, Российская Федерация. Способ угловой ориентации объекта по сигналам спутниковых радионавигационных систем (варианты) / Алешечкин A.M., Кокорин В.И., Фатеев Ю.Л. // Опубл. 2002, бюл. №20.

3. Патент №2379700, Российская Федерация. Способ угловой ориентации объекта по сигналам спутниковых радионавигационных систем / Алешечкин A.M., Кокорин В.И., Фатеев Ю.Л. // Опубл. 2010, бюл. №2.

4. Патент №2446410, Российская Федерация. Способ угловой ориентации объекта по сигналам спутниковых радионавигационных систем / Алешечкин А.М. // Опубл. 27.03.2012.

5. ГОСТ 20058-80 Динамика летательных аппаратов в атмосфере. Термины, определения и обозначения. Издательство стандартов, 1981.

Способ определения угловой ориентации летательного аппарата, при котором принимают сигналы от космических аппаратов глобальных радионавигационных систем на разнесенные антенны количеством не менее трех, измеряют фазовые сдвиги между принятыми сигналами от каждого космического аппарата, подбирают значения целочисленных неоднозначностей измерений фазовых сдвигов, определяют угловую ориентацию из условия максимума функции правдоподобия,
отличающийся тем, что антенны расположены на летательном аппарате не на одной прямой, а подбор значений параметров фазовой неоднозначности осуществляют только для случаев осуществимых пеленгаций космических аппаратов, при этом значения угловой ориентации определяют с учетом положения космических аппаратов, векторов, соединяющих антенны, пеленгов космических аппаратов и их взаимной связи:


где i, j - номера космических аппаратов (КА), при этом i≠j;
Δθi,j - угол между векторами, образованными линиями, соединяющими объект и космические аппараты с номерами i, j;
Ω - угол между векторами, образованными линиями, соединяющими антенны и образующими первую и вторую базы пеленгатора;
- пеленг космического аппарата номер i на первой базе;
- пеленг космического аппарата номер i на второй базе;
- пеленг космического аппарата номер j на первой базе;
- пеленг космического аппарата номер j на второй базе;
для условия

выражения связи для пеленгов:




для условия

выражения связи для пеленгов:





 

Похожие патенты:

Изобретение относится к геопозиционированию. Техническим результатом является повышение точности местоположения терминала на поверхности зоны покрытия.

Изобретение относится к области радиосвязи. Техническим результатом является локализация узла в беспроводной сети.

Изобретение относится к области радионавигации. Техническим результатом является повышение точности определения местонахождения с использованием двухмерных датчиков на промышленном транспортном средстве.

Изобретение относится к радиотехнике и может использоваться в системах навигации. Технический результат состоит в повышении точности позиционирования.

Изобретение относится к системам радиоконтроля для определения местоположения источников импульсного радиоизлучения. Достигаемый технический результат - определение координат местоположения источников радиоизлучений (ИРИ) тремя стационарными постами.

Изобретение относится к области навигации движущихся объектов. Достигаемый технический результат - повышение точности навигации.

Изобретение относится к области радиотехники, а именно к системам радиоконтроля для определения местоположения источников импульсных радиоизлучений. Достигаемый технический результат - определение пространственных координат местоположения источников радиоизлучений (ИРИ) тремя стационарными постами.

Изобретение относится к системам радиоконтроля для определения местоположения источников радиоизлучения. Достигаемый технический результат - определение пространственных координат местоположения стационарных источников радиоизлучений (ИРИ) одним мобильным постом радиоконтроля.

Изобретение относится к системам радиоконтроля для определения местоположения источников радиоизлучения. Достигаемый технический результат - определение пространственных координат местоположения стационарных источников радиоизлучений (ИРИ) одним стационарным и одним (или двумя) мобильным постом радиоконтроля.

Изобретение относится к управлению помехами в беспроводных сетях связи и, более конкретно, к поддержке сигнализации, связанной с глушением опорных сигналов (RS) для снижения помех в беспроводных сетях связи, которые осуществляют передачу опорных сигналов, например, для измерения местоположения.
Изобретение относится к технике связи и может использоваться для определения пространственных координат стационарного или подвижного передающего радиосигнал объекта. Технический результат - повышение точности и достоверности измерения пространственных координат радиотехническими комплексами. Радиосигнал, передаваемый объектом, формируют в виде гармонического колебания, модулированного гармонической функцией заданного вида. При этом передающий радиосигналы объект может иметь собственную систему отсчета времени. Переданный сигнал принимают упорядоченно пронумерованными наземными станциями в количестве N≥4 с заданными в трехмерной декартовой системе координатами фазовых центров антенн с последующей передачей по линиям связи на общую для всех станций подсистему, в том числе с общим генератором опорной частоты. По моментам приема радиосигналов (с учетом задержек, сигналов в линиях связи и необходимых поправок) и заданным координатам станций определяют координаты объекта. Способ может быть реализован с помощью современной элементной базы и микропроцессорной техники.

Изобретение относится к радиотехнике и может использоваться для обеспечения коммуникации мобильных абонентов и определения их местоположения. Технический результат состоит в том, что изобретение позволяет при плохой видимости спутников назначать ретрансляторы из навигационно-связных терминалов мобильных абонентов, которые могут стать источником локального навигационного поля. Для этого при отсутствии возможности у ретранслятора определять свои навигационные координаты, функции ретранслятора присваивают тому навигационно-связному терминалу мобильного абонента, который определяет свои навигационные координаты непосредственно по глобальной системе спутниковой навигации ГЛОНАСС (GPS) или по местным ориентирам путем ручного ввода координат. В устройстве каждый навигационно-связной терминал и ретранслятор содержат модуль управления, модуль ручного ввода координат, навигационный модуль, антенный вход которого соединен с антенной глобальной навигационной спутниковой системы, и последовательно соединенные переговорно-вызывной модуль, управляющий вычислитель и трансивер, антенный вход которого соединен с подключенной к нему мобильной антенной, выход модуля ручного ввода координат, входы-выходы модуля управления и навигационного модуля подключены, соответственно, к управляющему входу, управляющему и навигационному выходам-входам управляющего вычислителя, информационный вход-выход которого является входом-выходом шлюза. 2 н.п. ф-лы, 1ил.

Устройство предназначено для определения путевых информаций (FI), которые относятся к отрезку пути (14), который проехал пассажир. Устройство содержит носимый пассажиром приемный блок (16) для приема сигнала, который генерируется наземным, связанным с определенным местоположением передающим блоком (24, 28), и вычислительный блок (32) для определения путевой информации посредством оценки сигнала, при которой оценивается по меньшей мере одна сигнальная характеристика принятого сигнала. Первая сигнальная характеристика является информацией сетевой идентификации наземной сети (26, 30). Вычислительный блок при одновременной регистрации нескольких сетей в качестве дальнейшей сигнальной характеристики оценивает временной ход амплитуды сигнала для определения путевой информации. Кроме того, в устройстве предусмотрен блок (36) оценки для определения транспортных расходов на основе путевых информаций для пройденного отрезка пути. Обеспечиваются точное и однозначное определение местоположения и автоматизация процесса расчета транспортных расходов. 2 н. и 5 з.п. ф-лы, 3 ил.
Наверх