Способ оперативного контроля целостности навигационного поля глобальной навигационной спутниковой системы

Изобретение относится к спутниковой навигации и может использоваться для оперативного контроля целостности навигационного поля глобальной навигационной спутниковой системы (ГНСС). Технический результат - расширение функциональных возможностей. Для этого совместно с навигационной аппаратурой потребителя (НАП) размещают аппаратуру хранения шкалы времени потребителя и аппаратуру высокоточных сличений шкалы времени потребителя с системной шкалой времени ГНСС, осуществляют синхронизацию шкалы времени потребителя с системной шкалой времени ГНСС, регистрируют время приема навигационного сообщения космического аппарата (КА) ГНСС по шкале времени потребителя, определяют псевдодальность между каждым КА и аппаратурой потребителя, определяют один набор координат потребителя по трем значениям псевдодальности. Проводят анализ полученных наборов, получают несколько наборов координат потребителя, выявляют КА ГНСС, навигационные сообщения которого не должны использоваться для навигационных определений. 1 ил.

 

Изобретение относится к спутниковой навигации и может использоваться для контроля целостности навигационного поля глобальной навигационной спутниковой системы (ГНСС). Под контролем целостности навигационного поля ГНСС понимают способность системы обеспечить своевременное предупреждение о тех моментах времени, когда система в целом или отдельные космические аппараты (КА) системы не должны использоваться для навигационных определений [1, с. 440].

Известен способ контроля целостности навигационного поля ГНСС, при котором на космических аппаратах ГНСС осуществляется непрерывный автономный контроль (самоконтроль) функционирования основных бортовых систем [1, с. 337]. Способ автономного контроля предусматривает, что при обнаружении непарируемых нарушений нормального функционирования основных бортовых систем, влияющих на качество излучаемого КА навигационного сигнала и достоверность передаваемого навигационного сообщения, на КА формируется признак его неисправности, который передается потребителю системы в составе оперативной информации навигационного сообщения [1, с. 337].

Недостатком этого способа контроля является его неполнота. Так средства самоконтроля рассчитаны на обнаружение не всех возможных нарушений в работе бортовых систем, неисправности самих средств контроля не обнаруживаются и не сопровождаются передачей соответствующего сообщения потребителям, искажение эфемерид не может быть обнаружено на самом КА ГНСС [1, с. 338].

Известен способ контроля целостности навигационного поля ГНСС, при котором качество навигационного поля анализируется наземной контрольно-корректирующей станцией (ККС), имеющей в составе опорные измерительные станции с известными координатами и передающие средства [1, с. 355-359]. При этом на опорных измерительных станциях принимают навигационные сообщения видимых КА ГНСС. На ККС рассчитывают и передают потребителям дифференциальные поправки для корректной обработки навигационных сообщений при навигационных определениях.

Недостатками описанного способа являются:

- локальная зона обслуживания потребителей, так как дальность обслуживания одной ККС составляет около 300 км [1, с. 357];

- влияние ионосферы на распространение радиосигнала навигационного сообщения, принятого ККС, способное привести к его искажению сообщения и в результате некорректному результату анализа качества функционирования КА ГНСС;

- затраты ресурсов на создание и эксплуатацию ККС.

Известен способ контроля целостности навигационного поля ГНСС, при котором качество навигационного поля контролируется специальной аппаратурой, входящей в состав наземной подсистемы контроля и управления, - аппаратурой контроля поля (АКП) [1, с. 338]. После обнаружения нарушения функционирования бортовой аппаратуры некоторого КА ГНСС аппаратура контроля поля обеспечивает формирование признака неисправности этого КА и передачу признака в альманах всех КА ГНСС.

Недостатками такого способа являются:

- низкая оперативность оповещения потребителей при обнаружении нарушения функционирования КА ГНСС, так как от момента обнаружения нарушения до включения признака неисправности в состав навигационного сообщения КА допускается значительная продолжительность времени (включение признака в альманах всех КА системы должно быть обеспечено не позднее чем через 16 часов [1, с. 338]);

- влияние ионосферы на распространение радиосигнала навигационного сообщения, способное привести к его искажению и в результате некорректному результату анализа качества функционирования КА ГНСС;

- затраты ресурсов на создание и эксплуатацию АКП.

Известен способ-прототип контроля целостности навигационного поля ГНСС, при котором анализ навигационных сигналов осуществляется потребителем путем использования избыточной навигационной информации, получаемой в навигационной аппаратуре потребителей (НАП) от различных видимых КА ГНСС [1, с. 339]. Так, принимая сигналы более чем от четырех видимых КА ГНСС, выполняют навигационные определения по навигационным сообщениям только четырех КА. Выбирают различные комбинации четырех КА из всех видимых КА, получают несколько наборов координат потребителя. Например, приняв сигналы от пяти КА, можно получить пять наборов координат потребителя. Проводят анализ полученных наборов и подтверждают корректность принятых навигационных сообщений или выявляют КА ГНСС, навигационные сообщения которого не должны использоваться для навигационных определений [1, с. 339]. Описанный способ может быть реализован в случае, если НАП принимает навигационные сообщения не менее пяти различных КА ГНСС.

Существенным достоинством способа является возможность оперативного выявления непосредственно в навигационной аппаратуре потребителя космического аппарата ГНСС, транслирующего некорректные навигационные сообщения, которые не должны использоваться в НАП для навигационных определений.

Недостатком описанного способа является невозможность контроля целостности навигационного поля в случае, если в зоне радиовидимости НАП находится меньше пяти КА ГНСС. Необходимость решения задачи контроля целостности навигационного поля при обработке менее пяти навигационных сообщений может быть острой в случаях уменьшения количества KA группировки ГНСС, снижения возможности приема навигационных сообщений в горной или лесной местности, условиях городской застройки.

Задача, на решение которой направлено заявленное изобретение, состоит в обеспечении возможности контроля целостности навигационного поля в случае, если количество КА ГНСС в зоне радиовидимости НАП больше трех КА ГНСС.

Основной технический результат, достигаемый заявленным изобретением, заключается в оперативном обнаружении нарушения функционирования некоторого КА ГНСС, передающего некорректный навигационный сигнал, в случае, если количество КА ГНСС в зоне радиовидимости НАП не менее четырех КА ГНСС.

Сущность изобретения состоит в том, что для контроля целостности навигационного поля глобальной навигационной спутниковой системы применяют навигационную аппаратуру потребителя, осуществляют прием навигационных сообщений космических аппаратов, находящихся в зоне радиовидимости, выполняют навигационные определения, при этом используют часть принятых навигационных сообщений, получают несколько наборов координат потребителя, проводят анализ полученных наборов, подтверждают корректность принятых навигационных сообщений или выявляют космический аппарат, навигационные сообщения которого не должны использоваться для навигационных определений, согласно изобретению совместно с навигационной аппаратурой потребителя размещают аппаратуру хранения шкалы времени потребителя и аппаратуру высокоточных сличений шкалы времени потребителя с системной шкалой времени глобальной навигационной спутниковой системы, перед проведением навигационных определений осуществляют синхронизацию шкалы времени потребителя с системной шкалой времени глобальной навигационной спутниковой системы, при проведении навигационных определений регистрируют время приема навигационного сообщения каждого космического аппарата глобальной навигационной спутниковой системы по шкале времени потребителя, используя которое определяют псевдодальность между каждым космическим аппаратом и аппаратурой потребителя, принимают навигационные сообщения не менее четырех космических аппаратов, определяют один набор координат потребителя по трем значениям псевдодальности.

В соответствии с заявленным способом при приеме четырех навигационных сообщений получают четыре набора координат потребителя. Используя полученные наборы, подтверждают корректность принятых навигационных сообщений или выявляют космический аппарат глобальной навигационной спутниковой системы, навигационные сообщения которого не должны использоваться для навигационных определений.

В основу изобретения положена возможность определения координат потребителя по навигационным сообщениям, полученным от трех КА ГНСС, в случае если шкала времени потребителя совпадает с системной шкалой времени ГНСС.

Следует отметить, что принципы проведения навигационных определений, реализованные в современных ГНСС, не предусматривают необходимости совпадения шкалы времени НАП с системной шкалой времени ГНСС. Применение сигналов ГНСС позволяет определить координаты потребителя навигационной информации после одномоментного приема навигационных сообщений, переданных четырьмя КА ГНСС. Для определения трех координат потребителя и величины отклонения шкалы времени НАП от системной шкалы времени ГНСС используют систему, состоящую из четырех уравнений

где х, y, z - искомые координаты потребителя; xj, yj, zj - координаты КА ГНСС j=1(1)4, переданные в составе навигационных сообщений; С - скорость света; tj - время распространения сигнала навигационного сообщения от j-ого КА ГНСС до НАП; τ - отклонение шкалы времени НАП от системной шкалы времени ГНСС.

Заявленным способом предусмотрено, что шкала времени НАП совпадает с системной шкалой времени ГНСС. Тогда при условии

из (1) получим

Из системы уравнений (3) следует, что при условии (2) координаты потребителя могут быть определены по навигационным сообщениям трех КА ГНСС.

Существенные признаки, характеризующие изобретение.

1. Размещение совместно с навигационной аппаратурой потребителя ГНСС аппаратуры хранения шкалы времени потребителя и аппаратуры высокоточных сличений шкалы времени потребителя с системной шкалой времени ГНСС.

2. Определение одного набора координат потребителя по трем значениям псевдодальности между космическим аппаратом и аппаратурой потребителя в отличие от способа-прототипа, в котором для определения одного набора координат потребителя требуется не менее четырех навигационных сообщений, полученных от разных КА ГНСС.

3. Проведение синхронизации шкалы времени потребителя с системной шкалой времени ГНСС при подготовке к проведению навигационных определений и контролю целостности навигационного поля.

В способе-прототипе синхронизация шкалы времени потребителя с системной шкалой времени не требуется, так как величину отклонения шкалы времени потребителя от системной шкалы времени определяют при обработке навигационных сообщений путем включения отклонения в состав искомых параметров. Однако для определения такого отклонения требуется получить не менее четырех навигационных сообщений, переданных разными космическими аппаратами ГНСС. И при решении системы уравнений (1) искомыми величинами являются x, y, z, τ. Поэтому по четырем значениям псевдодальности рассчитывают только один набор координат потребителя и контроль целостности навигационного поля при приеме навигационных сообщений от четырех КА ГНСС невозможен.

4. Выполнение следующей совокупности последовательных действий для контроля целостности навигационного поля:

- синхронизация шкалы времени потребителя с системной шкалой времени ГНСС перед проведением навигационных определений;

- определение псевдодальности между космическим аппаратом ГНСС и аппаратурой потребителя;

- определение одного набора координат потребителя по трем значениям псевдодальности;

- выявление КА ГНСС, навигационные сообщения которого не должны использоваться для навигационных определений, путем анализа нескольких наборов координат потребителя, при этом каждый из таких наборов рассчитан по трем значениям псевдодальности.

Основные признаки, отличающие заявленный способ от способа-прототипа.

1. Для измерения псевдодальности между аппаратурой потребителя и космическим аппаратом ГНСС применяют шкалу времени потребителя, которая совпадает с системной шкалой времени ГНСС.

Сличение шкалы времени потребителя с системной шкалой времени позволяет исключить при последующих расчетах погрешность псевдодальности, вызванную отличием шкалы времени потребителя от системной шкалы времени, в отличие от способа-прототипа, в котором такое отличие необходимо учитывать при определении координат потребителя.

2. Отсутствие погрешности определения псевдодальности, вызванной отличием шкалы времени потребителя и системной шкалы времени, позволяет рассчитать координаты потребителя по трем значениям псевдодальности в отличие от способа-прототипа, в котором при расчете координат потребителя определяют поправки к шкале времени и используют для этого не менее четырех значений псевдодальности до разных КА ГНСС.

Следует подчеркнуть, что совпадение шкалы времени потребителя и системной шкалы времени означает единство начала отсчета и равенство размеров единиц времени и частоты таких шкал времени.

При сравнении со способом-прототипом заявленный способ отличается следующим достоинством.

При наличии в зоне радиовидимости НАП только четырех КА ГНСС координаты потребителя могут быть определены по переданным ими четырем навигационным сообщениям. Однако применение способа-прототипа не позволяет выполнить контроль целостности навигационного поля по навигационным сообщениям четырех КА ГНСС. При отсутствии контроля целостности навигационного поля координаты потребителя могут быть рассчитаны неверно. Достоинством заявленного способа является возможность проведения анализа целостности навигационного поля при приеме навигационных сообщений меньшего количества КА ГНСС, чем в способе-прототипе.

Следует подчеркнуть, что при полностью развернутой орбитальной группировке ГНСС, на открытой местности в зоне радиовидимости потребителя находится, как правило, более четырех КА ГНСС, поэтому применение способа-прототипа возможно. Однако в условиях ограниченной видимости, например в горной или лесной местности, существуют препятствия по распространению навигационных сигналов. Поэтому достоинством заявленного способа является возможность контроля целостности навигационного поля по навигационным сообщениям только четырех КА ГНСС.

Применение заявленного способа предусматривает проведение сличения шкалы времени потребителя с системной шкалой времени ГНСС. Очевидно, требования к периодичности проведения сличений зависят от стабильности стандарта частоты эталона времени потребителя. Если в эталоне времени потребителя использовать стандарт с характеристиками, близкими к эталону времени, установленному на КА ГНСС, интервал между сличениями шкал должен составлять около 12 часов.

Блок-схема устройства, предназначенного для осуществления предлагаемого способа, представлена на фиг. 1.

Устройство содержит навигационную аппаратуру потребителя 1, аппаратуру хранения шкалы времени потребителя 2, аппаратуру высокоточных сличений шкалы времени потребителя с системной шкалой времени ГНСС 3, бортовую цифровую вычислительную машину (БЦВМ) 4.

При этом выход НАП 1 соединен с первым входом БЦВМ 4, второй выход аппаратуры хранения шкалы времени потребителя 2 соединен со вторым входом БЦВМ 4, первый выход аппаратуры хранения шкалы времени потребителя 2 соединен со входом аппаратуры сличений шкалы времени потребителя 3, выход аппаратуры высокоточных сличений 3 соединен со входом аппаратуры хранения шкалы времени потребителя 2.

Устройство работает следующим образом.

Аппаратура сличений шкалы времени потребителя 3 принимает навигационные сообщения КА ГНСС, принимает от аппаратуры хранения шкалы времени потребителя 2 значения начала отсчета, размеры единиц времени и частоты и осуществляет синхронизацию шкалы времени потребителя с системной шкалой времени ГНСС. НАП 1 принимает навигационные сообщения, переданные КА ГНСС, затем параметры, содержащиеся в навигационных сообщениях, поступают в БЦВМ 4. От аппаратуры 2 в БЦВМ 4 поступают данные шкалы времени потребителя.

БЦВМ 4 определяет псевдодальность между каждым космическим аппаратом и аппаратурой потребителя, определяет один набор координат потребителя по трем значениям псевдодальности, получает несколько наборов координат потребителей, выявляет КА ГНСС, навигационные сообщения которого не должны использоваться для навигационных определений.

Основной технический результат, достигаемый заявленным изобретением, заключается в оперативном обнаружении непосредственно в НАП нарушения функционирования КА ГНСС, передающего некорректный навигационный сигнал, при наличии в зоне радиовидимости НАП более трех КА ГНСС. Результат достигается за счет согласования шкалы времени потребителя с системной шкалой времени ГНСС. Для проведения сличения двух шкал времени совместно с НАП размещают аппаратуру хранения шкалы времени потребителя и аппаратуру высокоточных сличений шкалы времени потребителя с системной шкалой времени ГНСС.

Из последовательности действий, необходимой для осуществления способа, следует, что заявленный способ может быть использован для анализа целостности навигационного поля ГНСС по навигационным сообщениям, переданным более чем тремя КА ГНСС, и многократно воспроизведен.

Литература

1. ГЛОНАСС. Принципы построения и функционирования. / Под ред. А.И. Петрова, В.Н. Харисова. - М.: Радиотехника, 2005.

Способ оперативного контроля целостности навигационного поля глобальной навигационной спутниковой системы, в котором применяют навигационную аппаратуру потребителя, осуществляют прием навигационных сообщений космических аппаратов, находящихся в зоне радиовидимости, выполняют навигационные определения, при этом используют часть принятых навигационных сообщений, проводят анализ полученных наборов, получают несколько наборов координат потребителя, выявляют космический аппарат, навигационные сообщения которого не должны использоваться для навигационных определений, отличающийся тем, что совместно с навигационной аппаратурой потребителя размещают аппаратуру хранения шкалы времени потребителя и аппаратуру высокоточных сличений шкалы времени потребителя с системной шкалой времени глобальной навигационной спутниковой системы, перед проведением навигационных определений осуществляют синхронизацию шкалы времени потребителя с системной шкалой времени глобальной навигационной спутниковой системы, при проведении навигационных определений регистрируют время приема навигационного сообщения каждого космического аппарата глобальной навигационной спутниковой системы по шкале времени потребителя, используя которое определяют псевдодальность между каждым космическим аппаратом и аппаратурой потребителя, определяют один набор координат потребителя по трем значениям псевдодальности.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к оптико-электронным приборам астроориентации и может быть использовано в космических системах различного назначения для получения информации об ориентации.

Изобретение относится к космической навигации и может быть использовано для оперативного точного определения ориентации космического аппарата относительно инерциальной системы координат.

Изобретение относится к бортовым системам навигации (БСН) искусственных спутников Земли (ИСЗ) на низких (с высотой до 500-600 км) орбитах. БСН содержит устройство управления системой и соединенные с ним устройство преобразования навигационных сигналов в навигационные параметры, блок преобразования навигационных параметров в параметры движения центра масс (ЦМ) ИСЗ и блок прогнозирования параметров движения ЦМ.

Изобретение относится к области астрономо-геодезических измерений и может быть использовано для определения географических координат объекта, в том числе подвижного.

Заявляемое изобретение относится к навигационной технике, а именно к способу навигации космического аппарата (КА). Способ основан на измерении отклонения истинного и измеренного положения звезды, наблюдаемой сквозь земную атмосферу.

Изобретение относится к области навигационного приборостроения летательных аппаратов: искусственных спутников Земли, спускаемых космических аппаратов, управляемых снарядов и ракет.

Изобретение относится к космической навигации и может быть использовано для оперативного определения направления на Солнце. Согласно способу с помощью оптико-интерференционной системы получают изображения светящегося кольца, центр которого соосен с направлением Солнца из центральной точки этой системы.

Изобретение относится к области приборостроения и может найти применение в системах навигации подвижных объектов, например летательных аппаратов. Технический результат - расширение функциональных возможностей.

Изобретение относится к замкнутым телевизионным системам и может быть использовано в контрольно-измерительной технике, в приборах для космической навигации, в устройствах позиционирования, в системах управления космического аппарата в качестве датчика ориентации, где в качестве источника информационного сигнала используются матричные фотоприемники с накоплением заряда.

Изобретение может использоваться на космических аппаратах дистанционного зондирования Земли при жестких требованиях по координатной привязке получаемых снимков.

Изобретение относится к космической навигации. Способ повышения точности определения ориентации по звездам заключается в проецировании изображения звезд через оптическую систему на матричный приемник излучения. Изображения звезд занимают область не менее 2х2 пикселя. Определяют положение взвешенного центра изображения звезд с учетом индивидуальных характеристик пикселей. Данные об индивидуальных характеристиках пикселей время от времени обновляют с помощью датчика путем проведения калибровки, при которой свет от оптической системы перекрывается светонепроницаемым затвором при помощи устройства управления затвором, а матричный приемник излучения однородно освещается калибровочным осветителем. Светонепроницаемый затвор установлен между оптической системой и матричным приемником излучения. Затвор состоит из качалки в виде экранирующего апертуру лепестка с заделанным в качалку магнитом и исполнительного соленоида. Технический результат - повышение точности определения ориентации и поддерживание точности в течение длительного времени в процессе функционирования датчика. 3 н. и 7 з.п. ф-лы, 4 ил.

Изобретение относится к спутниковой навигации и управлению воздушным движением (УВД). Технический результат - расширение функциональных возможностей. Для этого координаты воздушного судна (ВС), определяемые на борту ВС с использованием спутниковой навигационной системы и передаваемые по цифровому каналу вещательного автоматического зависимого наблюдения (АЗН-В) в систему управления воздушным движением для обработки и отображения диспетчеру УВД, сравниваются с координатами этого же ВС, измеренными с помощью опорного источника координатной информации, например радиолокационной станции (РЛС). При превышении заранее определенного порога в расстоянии между местоположениями ВС, оцененными на основе измерений спутниковой навигационной системы и опорного источника наблюдения, принимается решение о нарушении целостности в контуре обработки и передачи спутниковой навигационной информации, которая автоматически оперативно устраняется с индикатора воздушной обстановки диспетчера, осуществляющего УВД. При этом обеспечиваются заданные вероятности пропуска некачественной навигационной информации и ложного предупреждения о появлении такой информации.

Изобретение относится к области авиационно-космического приборостроения и может быть использовано в системах контроля передвижения космонавта относительно космического аппарата (КА). Технический результат - расширение функциональных возможностей. Для этого обеспечивают измерение, сбор и обработку данных о положении космонавта, включая данные о форме и ориентации космонавта, относительно КА и его подвижных и перемещаемых элементов. При этом определяют параметры относительного положения местоположений излучателей инфракрасных импульсных сигналов при не менее чем одном заданном фиксированном положении подвижных частей космонавта с размещенными на упомянутых подвижных частях по не менее чем одному излучателю инфракрасных импульсных сигналов. Система контроля передвижения космонавта относительно КА дополнительно содержит не менее двух блоков излучателей инфракрасных импульсных сигналов, размещенных на разных подвижных частях космонавта, не менее двух радиоприемных устройств, не менее двух средств сопряжения радиоустройств с блоками излучателей инфракрасных сигналов, не менее четырех блоков позиционно-чувствительных детекторов инфракрасного излучения, размещенных в разнесенных точках, фиксированных в системе координат КА, не менее четырех оптических систем, не менее четырех блоков формирования данных приема инфракрасных сигналов, не менее четырех средств сопряжения радиоустройств с блоками формирования данных приема инфракрасных сигналов, не менее пяти радиоприемо-передающих устройств, блок формирования команд управления излучением и приемом инфракрасных сигналов, средство сопряжения аппаратуры с пятым радиоприемо-передающим устройством, синхронизатор, блок задания параметров расположения детекторов инфракрасного излучения, блок задания параметров оптических систем, блок определения параметров направлений от детекторов инфракрасного излучения на излучатели инфракрасных сигналов, блок определения координат местоположений излучателей инфракрасных сигналов, блок индикации фиксированных положений космонавта, блок определения параметров относительного положения излучателей инфракрасных сигналов при фиксированных положениях космонавта, блок определения параметров положения перемещаемых элементов на КА, блок измерения параметров движения КА, блок измерения параметров положения подвижных элементов конструкции КА, блок прогнозирования параметров положения подвижных элементов конструкции КА. 2 н.п. ф-лы, 3 ил.

Изобретение относится к области навигации и может быть использовано для определения угловых и пространственных координат, а также скоростей и ускорений летательного аппарата. При реализации способа определения кинематических параметров движения летательного аппарата установленные на летательном аппарате устройства сканирования направляют на области, характеризующиеся максимальными значениями производных по углу и по температуре. Далее с помощью указанных сканирующих устройств измеряют спектральные плотности мощности излучения не менее чем в трех направлениях и не менее чем в трех спектральных диапазонах длин волн. На основании полученных значений спектральной плотности мощности излучения вычисляют температуру излучения в данном направлении. Далее, сравнивая полученные значения температуры со значениями температуры на предварительно занесенной в базу данных карте реликтового излучения, определяют параметры движения летательного аппарата. Технический результат изобретения заключается в расширении области применения способа, а также в увеличении точности измерений. 4 ил.

Изобретение относится к области навигационного приборостроения и может найти применение для определения координат местоположения подвижного объекта, например летательного аппарата (ЛА). Технический результат – повышение точности. Для этого в качестве источников подвижных объектов используют искусственные спутники Земли (ИСЗ). При этом способ включает измерение зенитных углов пеленгуемых ИСЗ, приведение измеренного зенитного угла к центральному зенитному углу, вычисление по измеренному и приведенному углу и координатам ИСЗ координат местоположения подвижного объекта. Предлагаемые способ и устройство позволяют повысить точность определения координат подвижного объекта - ЛА в 1,9-2 раза, а также в 2-2,5 раза уменьшить время пеленгации для достижения требуемой точности (1,85 км). 2 н.п. ф-лы, 2 ил.

Изобретение относится к системам автономной навигации и ориентации космических аппаратов (КА) и может быть использовано в бортовых системах слежения за космическими объектами контроля. Технический результат – расширение функциональных возможностей. Сущность изобретения состоит в автономном, на борту визирующего КА (КА-1), определении фактов изменения орбиты визируемого КА (КА-2) на основе автономного формирования высокоточных оценок параметров орбиты КА-2. Эти оценки определяются путем решения навигационной задачи по разработанному способу слежения, базирующемуся на измерениях координат звезд и их звездных величин в оптико-электронном приборе (ОЭП), помещенном в карданов подвес и визирующем КА-2. Ориентация линии визирования "КА-1-КА-2" относительно системы координат, связанной с корпусом КА-1, рассчитывается в результате измерений характеристик звездного поля, наблюдаемого в ОЭП, жестко закрепленном на корпусе КА-1. Факты изменения орбиты КА-2 устанавливаются путем анализа сумм поправок к орбите КА-2 и сумм невязок измерений, формируемых в процессе решения навигационной задачи по способу слежения. При этом обеспечивается: автономное высокоточное формирование оценок орбиты наблюдаемого КА, автономное определение факта изменения орбиты наблюдаемого КА на основе пассивных измерений, использующих излучения только естественных полей и исключающих активные измерения дальности и радиальной скорости. Тем самым бортовой комплекс управления приобретает новую функцию - слежение за космическими объектами контроля и выявление фактов изменения их орбит. 2 ил., 8 табл.
Изобретение относится к области навигации летательных аппаратов (ЛА) с использованием комплексного способа навигации и может найти применение при осуществлении навигации высокодинамичных ЛА в сложных навигационных условиях. Технический результат - расширение функциональных возможностей навигационного комплекса и повышение живучести, надежности и отказобезопасности работы комплексной навигационной системы. В основу предлагаемого способа положено многократное резервирование каналов информационного обмена, датчиков, вычислителей и средств контроля и реконфигурация архитектуры вычислительных устройств и структуры навигационного комплекса в зависимости от состояния модулей вычислительных устройств и бортовых систем навигации ЛА. Способ предусматривает использование инерциальной навигации, системы воздушных сигналов, спутниковой навигации, радиотехнических систем, оптикоэлектронной системы навигации и астронавигации и других бортовых навигационных систем, а также применение фильтра Калмана. Дополнительно контролируют модули вычислителей, все входящие и выходящие сигналы на предмет адекватности их пороговым и модельным значениям, назначаемым самим комплексом на основе анализа текущих параметров. Осуществляют обработку множества измеренных параметров первичной навигационной информации, полученных от различных бортовых навигационных систем, путем нахождении оптимальной, адаптивной или робастной оценки текущих навигационных параметров ЛА. При этом используют модифицированные оптимальные, адаптивные и робастные алгоритмы обработки навигационной информации в зависимости от уровня ошибок, шумов, достоверности и возникшей проблемной ситуации с поступающей информацией, а также программу логических моделей и (или) нейросетевые алгоритмы для принятия решения о реконфигурации архитектуры вычислительных модулей резервированных вычислителей и реорганизации структуры всего комплекса навигации. 3 з.п. ф-лы.

Изобретение относится к способам определения ориентации по координатам наблюдаемых звезд, преимущественно для навигационных целей. В частности, для космической навигации путем определения положения космического аппарата относительно изображений звезд, наблюдаемых на небесной сфере. Способ определения ориентации по изображениям участков звездного неба заключается в том, что предварительно составляют и запоминают бортовой каталог координат звезд, ограничивая выбор звезд звездной величиной, отображаемой используемой системой наблюдения. Затем в процессе определения ориентации формируют изображение участка звездного неба, выбирают наиболее яркую звезду в центральной части поля зрения, выбирают соседние с ней звезды. Далее определяют попарные расстояния на изображении от выбранной центральной звезды до выбранных соседних звезд, а затем сравнивают измеренные на полученном изображении расстояния между звездами с расстояниями, полученными из бортового каталога. При совпадении всех этих расстояний отождествляют выбранную центральную звезду на изображении с соответствующей звездой из каталога и определяют ориентацию, учитывая положение этой звезды на изображении в приборной системе координат. При этом каждую звезду при составлении бортового каталога дополнительно характеризуют значениями расстояний до двух ближайших к ней звезд и расстоянием между самими этими звездами или до трех ближайших к ней звезд и по результатам этих определений формируют трехкоординатное признаковое пространство. В процессе определения ориентации, для выбранной на изображении звезды, по указанным измеренным расстояниям определяют положение этой звезды в признаковом пространстве, а затем по ее каталожным координатам на звездном небе определяют ее положение и находят ориентацию аппарата. Техническим результатом заявленного способа является повышение эффективности работы используемых датчиков звездной ориентации. 2 з.п. ф-лы, 1 ил.

Изобретение относится к спутниковой навигации и может использоваться для оперативного контроля целостности навигационного поля глобальной навигационной спутниковой системы. Технический результат - расширение функциональных возможностей. Для этого совместно с навигационной аппаратурой потребителя размещают аппаратуру хранения шкалы времени потребителя и аппаратуру высокоточных сличений шкалы времени потребителя с системной шкалой времени ГНСС, осуществляют синхронизацию шкалы времени потребителя с системной шкалой времени ГНСС, регистрируют время приема навигационного сообщения космического аппарата ГНСС по шкале времени потребителя, определяют псевдодальность между каждым КА и аппаратурой потребителя, определяют один набор координат потребителя по трем значениям псевдодальности. Проводят анализ полученных наборов, получают несколько наборов координат потребителя, выявляют КА ГНСС, навигационные сообщения которого не должны использоваться для навигационных определений. 1 ил.

Наверх