Способ определения углов пространственной ориентации летательного аппарата и устройство для его осуществления

Изобретение относится к области приборостроения инерциальных навигационных систем и может использоваться для определения угловой ориентации летательных аппаратов любого типа. Сущность изобретения состоит в совместной обработке измерений датчиков перегрузок и измерений скорости летательного аппарата (ЛА) спутниковой навигационной системой (СНС) при отсутствии датчиков угловых скоростей. Угловые скорости ЛА определяют методом параметрической идентификации. Устройство, реализующее данный способ, включает в себя блок датчиков перегрузок, содержащий три измерителя линейных перегрузок, установленных вдоль продольной, поперечной и вертикальной осей ЛА, спутниковую навигационную систему, блок определения линейных ускорений, два интегратора, блок определения функционала, блок формирования матрицы направляющих косинусов, блок минимизации функционала, блок определения угловых скоростей и блок определения начальных углов ориентации, соединенные между собой определенным образом. Технический результат - упрощение способа, снижение стоимости его приборной реализации и повышение точности определения угловой ориентации объекта при отсутствии бортовых измерителей угловых скоростей. 2 н.п. ф-лы, 1 ил.

 

Изобретение относится к области приборостроения инерциальных навигационных систем, в частности к области построения датчиков угловых координат для систем автоматического управления движением, главным образом в качестве курсовертикали, и может использоваться для определения угловой ориентации летательных аппаратов любого типа. Техническим результатом является упрощение способа, снижение стоимости его приборной реализации и повышение точности определения угловой ориентации объекта.

Известны способ и устройство построения невозмущаемой безгироскопной вертикали, представленные в патенте RU № 2258907, МПК G01C 19/44, опубликованном 20.08.2005 г., принятые нами за соответствующие прототипы.

Согласно указанному выше способу построения невозмущаемой безгироскопной вертикали подвижного объекта, включающему измерения текущих углов отклонения осей связанной системы координат от плоскости местного горизонта (вертикали) - тангажа и крена с помощью двух линейных горизонтальных акселерометров с продольной и поперечной ориентацией осей их чувствительности, возмущенных линейными ускорениями объекта, формирование оценок вышеупомянутых возмущающих линейных ускорений (северной и восточной составляющих αN и αЕ соответственно) осуществляют по данным спутникового навигационного приемника путем численного дифференцирования соответствующих скоростей или способом наименьших квадратов, пересчитывают эти составляющие в проекции αx и αy связанной системы координат с использованием курса от системы курсоуказания объекта и вводят непрерывно или дискретно коррекцию в возмущенные этими ускорениями измерения акселерометров, чем достигают построения невозмущаемой вертикали (углы тангажа ϑ и крена γ) по формулам для линейных акселерометров:

Устройство построения невозмущаемой безгироскопной вертикали, реализующее данный способ? содержит систему курсоуказания, два линейных акселерометра с продольной и поперечной ориентацией осей их чувствительности, систему автоматического управления движением, приемник спутниковой навигации, осуществляющий формирование оценок линейных ускорений объекта, и вычислительный блок, например микрокомпьютер, в котором возмущаемые ускорениями объекта измерения текущих углов отклонения осей связанной системы координат и местной вертикали, полученные с помощью линейных акселерометров, непрерывно корректируются значениями этих ускорений от приемника спутниковой навигации и курсоуказателя.

Однако описанный выше способ обладает сравнительно низкой точностью из-за необходимости восстановления ускорений путем дифференцирования составляющих земной скорости, измеренных спутниковой навигационной системой (СНС), что приводит к дополнительной погрешности измерения углов. Кроме того, исследования показывают слабую наблюдаемость в канале измерений крена и тангажа при отсутствии учета вертикальной скорости от СНС и отсутствии вертикального акселерометра.

Целью предложенного изобретения является повышение точности, упрощение способа и снижение стоимости его реализации для определения угловой ориентации летательного аппарата при отсутствии бортовых измерителей угловых скоростей.

Для достижения поставленной цели предлагается способ определения углов пространственной ориентации летательного аппарата (ЛА), включающий измерение линейных перегрузок вдоль продольной оси nx и поперечной оси nz ЛА, измерение проекций земной скорости на горизонтальную плоскость, согласно которому дополнительно измеряют проекцию земной скорости на вертикальную ось, нормальную перегрузку ny вдоль оси y ЛА, определяют линейные ускорения a x, a y, a z и далее, путем интегрирования ускорений, определяют линейные скорости Vx, Vy, Vz по осям связанной системы координат (СК), которые пересчитывают в нормальную земную СК, составляют функционал J из разности трех проекций земной скорости спутниковой навигационной системы (СНС) и трех составляющих земной скорости, полученных путем интегрирования линейных ускорений, с учетом дисперсий погрешностей R измерителя скорости определяют угловые скорости ЛА ωx, ωy, ωz методом параметрической идентификации, определяют начальные углы γ0, ϑ0, ψ0 ориентации ЛА по измеренным сигналам трех датчиков линейных перегрузок, определяют углы пространственной ориентации: крен γ, тангаж ϑ и угол рыскания ψ, интегрируя найденные угловые скорости, при этом в случае пропадания сигналов от СНС летательный аппарат переводят в горизонтальный полет с постоянной скоростью (установившийся режим полета) и углы крена и тангажа определяют по сигналам трех датчиков линейных перегрузок в режиме начальной выставки.

Устройство определения углов пространственной ориентации летательного аппарата, реализующее данный способ, включающее в себя блок датчиков перегрузок, содержащий два измерителя линейных перегрузок вдоль продольной оси nx и поперечной оси nz ЛА, и спутниковую навигационную систему (СНС), дополнительно содержит третий измеритель линейных перегрузок ny в составе блока датчиков перегрузок, расположенный вдоль вертикальной оси ЛА, последовательно соединенные блок определения линейных ускорений, первый интегратор, блок формирования матрицы направляющих косинусов, блок определения функционала, блок минимизации функционала и блок определения угловых скоростей, последовательно соединенные блок определения начальных углов ориентации и второй интегратор, выход блока датчиков перегрузок подключен к входу блока определения начальных углов ориентации и к первому входу блока определения линейных ускорений, второй вход которого соединен с первым выходом второго интегратора, а третий вход блока определения линейных ускорений является входом для сигнала, соответствующего значению ускорения свободного падения g, вторые входы первого интегратора и блока определения функционала соединены с выходом СНС, причем третий вход блока определения функционала является входом для сигналов, соответствующих значениям дисперсионной матрицы погрешностей измерения земных скоростей R, выход блока определения угловых скоростей подключен к третьему входу первого интегратора и к второму входу второго интегратора, второй выход которого подключен к второму входу блока формирования матрицы направляющих косинусов, а третий выход второго интегратора является выходом устройства.

Сущность заявленного изобретения заключается в следующем. Предлагаемый способ оценивания углов тангажа, крена и рыскания в полете основан на совместной обработке измерений датчиков перегрузок и измерений скорости ЛА спутниковой навигационной системой.

Рассмотрим математические модели, устанавливающие связи между различными параметрами полета. Проекции ускорений на оси связанной системы координат определяются следующими выражениями:

где nx, ny, nz - проекции перегрузок на оси связанной системы координат, измеряемые датчиками перегрузок, установленными на борту ЛА;

ϑ, γ - углы тангажа и крена, подлежащие оцениванию;

g - ускорение свободного падения.

Проекции ускорений на оси связанной системы координат используют для нахождения линейных скоростей ЛА. Для этого необходимо решить систему дифференциальных уравнений

где последние слагаемые в правых частях учитывают вращение осей связанной системы координат с угловыми скоростями ωx, ωy, ωz, измерения которых на борту ЛА отсутствуют. Начальные условия для дифференциальных уравнений (2) вычисляются по данным спутниковой навигационной системы.

Для нахождения оценок углов пространственной ориентации применим систему дифференциальных уравнений, на вход которых поступают угловые скорости ωx, ωy, ωz:

где ϑ, γ, ψ - углы тангажа, крена, рыскания.

Для использования выражений (2) и (5) необходимо ввести математическую модель, позволяющую восстановить отсутствующие измерения угловых скоростей. Рассмотрим скользящий интервал длительностью 0,1…1 с, пробегающий весь участок обработки полетных данных. Поскольку длительность интервала мала, аппроксимируем каждую угловую скорость прямолинейным отрезком:

где t - время от начала скользящего интервала,

C ω x , C ω y , C ω z , K ω x , K ω y , K ω z - величины угловых скоростей в начале скользящего интервала и коэффициенты, характеризующие углы наклона приращений угловых скоростей.

Определение начального углового положения разделяется на два процесса: горизонтальная выставка (крен и тангаж) и азимутальная выставка (курс).

Начальные значения углов пространственной ориентации γ0, ϑ0, ψ0, представляющие собой начальные условия для дифференциальных уравнений (3), определяют по сигналам трех датчиков линейных перегрузок.

Горизонтальную выставку осуществляют по сигналам трех акселерометров, измеряющих на неподвижном основании проекции ускорения силы тяжести на свои оси чувствительности в соответствии с выражением (1). В этом случае численные значения измерений акселерометров будут равны:

a x=g sin ϑ,

a y=-g cos ϑ cos γ,

a z=g cos ϑ sin γ.

Из выражения следует, что углы крена и тангажа могут быть найдены на основании сигналов трех датчиков линейных перегрузок по формулам:

С целью устранения влияния шумов измерений, присутствующих в выходных сигналах акселерометров, их предварительно усредняют на некотором промежутке времени.

Выставку и дальнейшую коррекцию азимутального канала осуществляют по информации от датчика магнитного курса. При наличии информации о начальных координатах в соответствии с мировой моделью магнитного поля Земли находят значение магнитного склонения, которое учитывают при определении истинного курса из магнитного.

Оценку неизвестных параметров C ω x , C ω y , C ω z , K ω x , K ω y , K ω z определяют методом параметрической идентификации.

При численном интегрировании уравнений (2) и (3) в них подставляют аппроксимации угловых скоростей на скользящем интервале (4).

Бортовая СНС обеспечивает измерение трех проекций скорости ЛА на оси земной нормальной системы координат. Как известно, матрица направляющих косинусов (МНК), т.е. перехода от земной нормальной СК к связанной СК, имеет вид:

Соответственно, для обратного перехода необходимо использовать транспонированную матрицу AT. Тогда начальные условия для уравнений (2), представляющие собой проекции скорости в связанной системе в начальный момент времени, определяют по следующему выражению:

где Vx_g0, Vy_g0, Vz_g0 - проекции скорости ЛА в земной нормальной системы координат в начальный момент времени.

Аналогично, проекции скоростей в связанной системе, рассчитанные согласно уравнениям (2), переводятся в земную нормальную систему по формуле

где Vx_g, Vy_g, Vz_g - проекции скоростей ЛА, определенные путем интегрирования сигналов от датчиков перегрузок, на оси земной нормальной системы координат.

Выражения (1)-(7) составляют модель объекта.

Для получения модели наблюдений используем измеренные СНС проекции скорости ЛА в земной нормальной системе координат:

Эти величины используем для формирования модели наблюдений, которая принимает вид:

где величины (9) принимаются в качестве элементов вектора наблюдений z ¯ ( t i ) ,

ξT(ti)=[ξx(tiy(tiz(ti)] - шум наблюдений, представляющий собой векторную нормальную случайную последовательность типа белого шума с нулевым математическим ожиданием и известной дисперсионной матрицей R(ti).

Скорости в правых частях (10) определяют по модели объекта (1)-(7), в которые входят неизвестные величины угловых скоростей в начале скользящего интервала и коэффициенты, характеризующие углы наклона приращений угловых скоростей

Представленные выше модели объекта и наблюдений можно представить в следующей общей векторной форме:

где y(t), u(t) - векторы выходных и входных сигналов размерности n и m соответственно,

z(ti) - вектор наблюдений размерности r,

a - вектор неизвестных параметров, подлежащий идентификации,

ξ(ti) - шум наблюдений, представляющий собой векторную нормальную случайную последовательность типа белого шума с нулевым математическим ожиданием и известной дисперсионной матрицей R(ti). Шумы наблюдений представляют собой нормальные и независимые случайные величины. Поэтому их совместная плотность распределения вероятностей равна произведению плотностей для каждого момента ti, i = 1, N ¯

Известно, что максимум функции правдоподобия при указанных допущениях о свойствах шумов приводит к несмещенным и эффективным оценкам. Функционал максимума правдоподобия имеет следующий вид:

Несложно заметить, что (14) представляет собой функционал метода наименьших квадратов с матрицей весовых коэффициентов R(ti)-1. Таким образом, при указанных выше допущениях о свойствах шумов функционал максимума правдоподобия совпадает с взвешенным функционалом метода наименьших квадратов.

Для минимизации (14) используют одну из модификаций классического метода Ньютона:

где:

Производные оценок прогноза определяют численно для моментов времени ti, i = 1, N ¯ по формулам:

где ej - вектор размерности p, все элементы которого равны нулю, за исключением j-го элемента, который равен 1; ε - малое число, обычно задаваемое на уровне 0,001…0,1% от номинального значения параметров.

Оценки z(ti, a), i = 1, N ¯ определяют численным решением уравнений объекта и наблюдений при η(ti)=0. Идентификацию заканчивают по условию |a k+1-a k|<δ|a k|, где δ=0,005. При обработке в реальном масштабе времени целесообразно жестко задать число шагов, например пять, чтобы зафиксировать число итераций. Моделирование предложенного способа показало, что наименьшие погрешности оценивания углов ориентации имеют место в середине скользящего интервала, длительность которого составляет 0,1…1 с. При обработке участка полета произвольной длительности скользящий интервал перемещается по всему участку с малым шагом 0,01…0,125 с, а в качестве окончательных значений выбираются оценки углов и угловых скоростей, соответствующих середине скользящего интервала.

На фиг. 1 представлена структурная схема устройства, реализующего данный способ определения углов пространственной ориентации.

Устройство содержит блок 1 датчиков перегрузок, спутниковую навигационную систему 2, блок 3 определения линейных ускорений, первый интегратор 4, блок 5 формирования матрицы направляющих косинусов, блок 6 определения функционала, блок 7 минимизации функционала, блок 8 определения угловых скоростей, блок 9 определения начальных углов ориентации, второй интегратор 10.

Предлагаемое устройство работает следующим образом. По сигналам от блока 1 датчиков перегрузок и по значениям углов ориентации от второго интегратора 10 с учетом константы g в блоке 3 определения ускорений определяют линейные ускорения a x, a y, a z согласно выражениям (1). С учетом начальных значений проекций скоростей в связанной системе координат от СНС по сигналам линейных ускорений от блока 3 и угловых скоростей от блока 8 определения угловых скоростей, с учетом начальных значений проекций скоростей от СНС 2, в первом интеграторе 4 определяют линейные скорости Vx, Vy, Vz. При этом интегрируют выражения системы (2). В блоке 5 формирования МНК скорости проецируют на земную нормальную систему координат, используя матрицу А (6). Сравнивая сигналы от СНС 2 и от блока 5 формирования МНК, в блоке 6 определения функционала, с учетом матрицы дисперсии R погрешности скоростей, находят функционал J согласно выражению (14). В блоке 7 минимизации функционала, минимизируя функционал J, идентифицируют неизвестные параметры C ω x , C ω y , C ω z , K ω x , K ω y , K ω z . Для идентификации используют модификацию классического метода Ньютона (15, 16, 17, 18). Идентификации заканчивается по условию |a k+1-a k|<δ|a k|, где δ=0,005. Используя идентифицированные параметры, в блоке 8 определения угловых скоростей определяют угловые скорости ωx, ωy, ωz. Во втором интеграторе 10, интегрируя выражение (3), используя найденные угловые скорости и начальные значения от блока 9 определения углов γ0, ϑ0, ψ0, согласно (5), определяют углы пространственной ориентации: крен γ, тангаж ϑ и угол рыскания ψ.

При пропадании сигналов от СНС летательный аппарат переводят в установившийся режим полета и углы крена и тангажа определяют по сигналам трех датчиков линейных перегрузок в режиме начальной выставки.

Техническим результатом предложенного изобретения является повышение точности определения угловой ориентации объекта при отсутствии бортовых измерителей угловых скоростей.

Изобретение может быть использовано во всех типах летательных аппаратов. Для реализации могут быть использованы широко применяемые в ЛА акселерометры и спутниковые приемники. Блоки интегрирования и определения параметров могут быть реализованы на стандартных элементах ЭВМ.

1. Способ определения углов пространственной ориентации летательного аппарата (ЛА), включающий измерение линейных перегрузок вдоль продольной оси nx и поперечной оси nz ЛА, измерение проекций земной скорости на горизонтальную плоскость, отличающийся тем, что дополнительно измеряют проекцию земной скорости на вертикальную ось, нормальную перегрузку ny вдоль оси y ЛА, определяют линейные ускорения ax, ay, az и далее, путем интегрирования ускорений, определяют линейные скорости Vx, Vy, Vz по осям связанной системы координат (СК), которые пересчитывают в нормальную земную СК, составляют функционал J из разности трех проекций земной скорости спутниковой навигационной системы (СНС) и трех составляющих земной скорости, полученных путем интегрирования линейных ускорений, с учетом дисперсий погрешностей R измерителя скорости определяют угловые скорости ЛА ωx, ωy, ωz методом параметрической идентификации, определяют начальные углы γ0, ϑ0, ψ0 ориентации ЛА по измеренным сигналам трех датчиков линейных перегрузок, определяют углы пространственной ориентации: крен γ, тангаж ϑ и угол рыскания ψ, интегрируя найденные угловые скорости, при этом в случае пропадания сигналов от СНС летательный аппарат переводят в горизонтальный полет с постоянной скоростью (установившийся режим полета) и углы крена и тангажа определяют по сигналам трех датчиков линейных перегрузок в режиме начальной выставки.

2. Устройство определения углов пространственной ориентации летательного аппарата (ЛА), включающее в себя блок датчиков перегрузок, содержащий два измерителя линейных перегрузок вдоль продольной оси nx и поперечной оси nz ЛА, и спутниковую навигационную систему (СНС), отличающееся тем, что оно дополнительно содержит третий измеритель линейных перегрузок ny в составе блока датчиков перегрузок, расположенный вдоль вертикальной оси ЛА, последовательно соединенные блок определения линейных ускорений, первый интегратор, блок формирования матрицы направляющих косинусов, блок определения функционала, блок минимизации функционала и блок определения угловых скоростей, последовательно соединенные блок определения начальных углов ориентации и второй интегратор, выход блока датчиков перегрузок подключен к входу блока определения начальных углов ориентации и к первому входу блока определения линейных ускорений, второй вход которого соединен с первым выходом второго интегратора, а третий вход блока определения линейных ускорений является входом для сигнала, соответствующего значению ускорения свободного падения g, вторые входы первого интегратора и блока определения функционала соединены с выходом СНС, причем третий вход блока определения функционала является входом для сигналов, соответствующих значениям дисперсионной матрицы погрешностей измерения земных скоростей R, выход блока определения угловых скоростей подключен к третьему входу первого интегратора и к второму входу второго интегратора, второй выход которого подключен к второму входу блока формирования матрицы направляющих косинусов, а третий выход второго интегратора является выходом устройства.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к системам измерения и индикации и может найти применение в системах, обеспечивающих пилотирование летательных аппаратов (ЛА) в случае отказа основных пилотажно-навигационных систем.

Изобретение относится к геодезии, в частности к способам топогеодезической подготовки опорных геодезических сетей, используемых при испытании навигационной аппаратуры наземных транспортных средств.

Способ определения углового положения подвижного объекта относительно центра масс, т.е определение пространственной ориентации при угловом движении, преимущественно летательных аппаратов (ЛА), относительно какой-либо базовой системы координат, путем аналитического ее вычисления на основе измерений каких-либо отдельных параметров ориентации (углов, угловых скоростей и т.д.).

Изобретение относится к радионавигации и может быть использовано в локальных навигационных системах и сетях для управления движением мобильных объектов в локальных зонах навигации.

Изобретение относится к области космического приборостроения и может быть использовано при создании и эксплуатации гирокомпасной системы ориентации (ГСО) ИСЗ для около круговых орбит.

Изобретение относится к морской гидрометеорологии и может быть использовано для определения поля дрейфа морских льдов. Способ заключается в совмещении пары последовательных спутниковых изображений одного и того же участка ледовой поверхности, совмещении неподвижных деталей изображений, придании изображениям взаимно-исключающих световых или цветовых контрастов.

Изобретение относится к области авиационного приборостроения и может найти применение в системах измерения и индикации, обеспечивающих пилотирование летательных аппаратов (ЛА) в случае отказа его основных пилотажно-навигационных систем.

Изобретение относится к средствам информирования и ориентации инвалидов по зрению при их передвижении по городской территории. Способ состоит в размещении на стационарных объектах стационарных радиоинформаторов и размещении на инвалидах носимых абонентских устройств, автоматической передаче носимым абонентским устройством в радиоэфир сигнала запроса, по получении которого каждый стационарный радиоинформатор, находящийся в данный момент в зоне действия абонентского устройства, передает в радиоэфир ответ, содержащий его персональные данные, а абонентское устройство поочередно получает и запоминает полученные ответы от всех стационарных радиоинформаторов, находящихся в данный момент в зоне действия этого абонентского устройства, и автоматически направляет сигнал запроса на передачу информации стационарному радиоинформатору, который по получении этого сигнала запроса передает в радиоэфир сообщение о стационарном объекте, на котором он установлен, а абонентское устройство воспроизводит полученную от этого стационарного радиоинформатора информацию в виде звуковых повторяющихся сообщений.

Изобретение относится к геодезии и может быть использовано для создания топогеодезических сетей для подготовки боевых действий ракетных войск, артиллерии и противовоздушной обороны сухопутных войск.

Изобретение относится к области фотограмметрии, аэрокосмической съемке и может быть использовано для определения угловых элементов внешнего ориентирования получаемого при съемке изображения местности.

Изобретение относится к области авиационно-космического приборостроения и может найти применение в системах определения координат подвижных объектов (ПО) с использованием комплексного способа навигации, функционально объединяющего инерциальный способ и спутниковый, и может быть использовано при высокоточном позиционировании ПО, а также при осуществлении полета летательного аппарата (ЛА) в сложных навигационных условиях. Технический результат - повышение точности. Для этого между орбитами спутников и ПО размещают аэростатную подвеску (АП) с аппаратурой, осуществляющей поиск, захват и автоматическое сопровождение созвездия видимых спутников и ПО по команде с контрольно-корректирующей станции (ККС) и ПО. Приемопередатчики АП передают навигационную информацию в наземную станцию сопровождения (ККС) и потребителю (ПО). Кроме того, на АП размещают оптическую аппаратуру для наблюдения и слежения за звездами с целью коррекции инерциальной навигационной системы (ИНС) и местной декартовой системы координат. Предполагается запуск в стратосферу нескольких (4-5) АП, радио- и оптически связанных между собой и с ККС, которая геодезически точно привязывается к принятой местной системе координат. Таким образом, формируется локальная дифференциальная навигационная система (ЛДНС) с зоной обзора радиусом 50-200 км. Зная достаточно точное положение опорной ККС и используя радио- и оптические сигналы дальности, а также сигналы доплеровского сдвига частоты, можно с высокой точностью определять как координаты, так и векторы скорости АП и ПО, увеличивая зону и время доступности ПО. 12 з.п. ф-лы, 4 ил.

Изобретение относится к области авиационно-космического приборостроения и может быть использовано в системах управления угловым положением космических аппаратов (КА), в которых применяются системы ориентирования с использованием бесплатформенных орбитальных гирокомпасов (БОГК). Технический результат - расширение функциональных возможностей. Для этого в выходные цепи построителя местной вертикали (ПМВ) по крену и тангажу введены сумматоры по одному на каждый канал так, что их входы подключены к соответствующим выходам ПМВ, модуль контроля ориентации (МКО), первый и второй входы МКО по крену и тангажу подключены к выходам соответствующих сумматоров на выходе ПМВ, а выходы МКО по крену и тангажу подключены к входам первого и восьмого сумматоров соответственно, в выходные цепи первого, второго и третьего интеграторов введен первый модуль прямого преобразования (МПП) углов стабилизации КА, первый, второй и третий входы которого подключены к выходам первого, второго и третьего интеграторов соответственно. При этом система управления позволяет совершать КА программные повороты относительно орбитальной системы координат (ОСК) одновременно по каналам курса, тангажа и крена, в то время как БОГК продолжает нормально функционировать, не нарушая режим орбитального гирокомпасирования. 9 ил.

Изобретение относится к области фотограмметрии и может быть использовано в задачах фотограмметрической обработки космических сканерных снимков для оперативного определения их угловых элементов внешнего ориентирования. Технический результат - повышение точности приближенно известных параметров ориентации космического аппарата - угловых элементов внешнего ориентирования космического сканерного снимка за счет калибровки их значений по опорной информации и оперативное уточнение угловых элементов внешнего ориентирования в автоматическом режиме.

Группа изобретений относится к космической технике. В способе определения положения объекта преимущественно относительно КА определяют параметры относительного положения излучателей инфракрасных импульсных сигналов, осуществляют формирование управляющих воздействий на излучатели, осуществляют измерение параметров, генерируемых позиционно-чувствительными детекторами инфракрасного излучения. По измеренным значениям параметров определяют значения координат местоположений излучателей в базовой системе координат. Система определения положения объекта включает оптические системы, блоки задания параметров оптических систем, определения параметров положения объекта, средства сопряжения радиоустройств с блоками излучателей инфракрасных сигналов, блоки позиционно-чувствительных детекторов инфракрасного излучения, блоки формирования данных приема инфракрасных сигналов, средства сопряжения радиоустройств с блоками формирования данных приема инфракрасных сигналов, радиоприемо-передающие устройства, блок формирования команд управления излучением и приемом инфракрасных сигналов. Техническим результатом группы изобретений является обеспечение определения положения объекта с подвижными частями. 2 н. и 1 з.п. ф-лы, 3 ил.

Изобретение относится к навигации и может использоваться в системах навигации ближнего поля. Технический результат состоит в повышении точности определения координат. Для этого система снабжена базовым сегментом (3), предусмотренным на базовой структуре (12), при этом базовый сегмент (3) содержит по меньшей мере четыре передатчика (30, 32, 34, 36), при этом каждый передатчик снабжен базовой антенной (31, 33, 35, 37), и при этом базовые антенны (31, 33, 35, 37) расположены на известных расстояниях относительно друг друга, пользовательским сегментом (4), расположенным на пользовательской структуре (20), при этом пользовательский сегмент (4) содержит по меньшей мере один приемник (40), по меньшей мере одну пользовательскую антенну (41, 42, 43), соединенную с приемником (40), и обрабатывающий модуль (44), соединенный с приемником (40), при этом приемник (40) и каждый из передатчиков (30, 32, 34, 36) образуют вместе модули измерения расстояния, и при этом обрабатывающий модуль (44) выполнен с возможностью расчета данных об относительном трехмерном положении пользовательской структуры (20) по отношению к базовой структуре (12) на основе данных о расстоянии, полученных от модулей измерения расстояния. 11 з.п. ф-лы,8 ил.

Изобретение относится к области навигационного приборостроения, а именно к навигационным системам, используемым для определения основных навигационных параметров позиционирования наземных объектов. Изобретение может быть использовано при создании и изготовлении современных систем для ориентации, навигации, наведения и прицеливания вооружения объектов военного назначения (далее по тексту - ОВН) и устройств наземной техники. Для этого к известной системе навигации (СН), содержащей датчик пути (ДП) с формирователем импульсов (ФИ), электронный картограф (ЭК) с картографическим процессором (КП), электрически связанный с внешними устройствами (ВУ) ОВН информационными каналами связи, дисплеем (Д), панелью управления (ПУ), устройством загрузки (УЗ), приемником спутниковой системы (П-СНС), картографический процессор (КП), блок питания электронного картографа (БП ЭК), антенну спутниковой навигационной системы (А-СНС), дополнительно введен с соответствующими связями датчик наклона и курса, включающий в себя: блок питания датчика наклона и курса (БП ДНК), три датчика абсолютных угловых скоростей (ДУС-X, Y, Z) по трем ортогональным осям, три акселерометра по трем ортогональным осям (АК-X, АК-Y, АК-Z), датчик температуры (ДТ), блок контроллеров (БК). Технический результат - расширение эксплуатационных и функциональных возможностей как самой навигационной системы, так и объекта ее применения. 1 з.п. ф-лы, 2 ил.

Изобретение относится к области навигации летательных аппаратов (ЛА) и предназначено для обеспечения безопасности полета группы ЛА. Определение относительного положения соседних ЛА по отношению к данному ЛА может быть определено несколькими способами с последующей комплексной обработкой навигационной информации. Первый способ предусматривает определение навигационной информации каждым ЛА, ее передачу и прием через каналы информационного обмена ЛА, а второй способ - автономное определение относительных координат соседних ЛА радиолокационным способом. При этом дополнительно формируют вектор положения приемоизлучающей антенны для каждого ЛА в локальной системе координат, передают в общем информационном пакете сообщение о координатах упомянутого вектора положения антенны другим ЛА с шифром данного ЛА, выполняют прием и дешифрацию упомянутого сообщения соседних ЛА, вычисляют разности векторов положения приемоизлучающих антенн данного и соседних ЛА, с помощью которых вычисляют уточненные относительные координаты соседних ЛА и используют их в комплексной обработке навигационной информации упомянутых способов. Технический результат - повышение точности и надежности определения относительного положения ЛА. 4 з.п. ф-лы, 4 ил.

Изобретение относится к области приборостроения и может найти применение в системах резервирования пилотажно-навигационных устройств. Технический результат - повышение точности измерения высотно-скоростных параметров. Для достижения данного результата в систему, содержащую датчик полного давления, датчик статического давления, устройство обработки и преобразования сигналов, вычислитель, модуль пространственной ориентации, ЖК индикатор, магнитный зонд, дополнительно вводят блок приема режимов полета, запоминающее устройство с записанными аэродинамическими поправками к показаниям приемников воздушных давлений для конкретного летательного аппарата. 1 ил.

Изобретение относится к области навигационного оборудования и авиационного приборостроения арктического назначения и может быть использовано в системах маршрутного пилотирования летательных аппаратов (ЛА), в частности вертолетов. Технический результат – расширение функциональных возможностей. Для этого навигационная система состоит из проложенного по дну акватории токоведущего кабеля, соединяющего взлетно-посадочные пункты, а также аппаратуры ЛА, включающей забортное приемное устройство, состоящее из ортогонально расположенных магнитоприемников, и бортовой пилотажный прибор, определяющий положение ЛА относительно кабеля и кабельный курс. Навигационная система обеспечивает расхождение ЛА на трассе маршрута при двухстороннем или интенсивном движении в сложных метеоусловиях, а также азимутальную обсервацию, и других ЛА в зоне действия подводного кабеля. При этом обеспечивается маршрутное пилотирование ЛА, в частности вертолетов, на малых высотах акватории прибрежного арктического сектора. 2 з.п. ф-лы, 1 ил.

Изобретение относится к области навигации летательных аппаратов с использованием пассивного радиолокационного способа определения местоположения объекта, являющегося источником электромагнитных излучений, и предназначено для построения автономных и комплексных систем навигации летательных аппаратов. Достигаемый технический результат - повышение точности оценки местоположения летательного аппарата за счет применения высокоточного одноэтапного пеленгатора, повышение быстродействия навигационного обеспечения за счет использования адресно-ответной пакетной цифровой радиолинии и снижение требований к бортовым вычислительным комплексам за счет выполнения основных вычислений в наземной аппаратуре. Высокоточный одноэтапный пеленгатор представляет собой программно-аппаратный комплекс, оснащенный активной фазированной антенной решеткой, который осуществляет прием радиосигналов, их синхронную демодуляцию многоканальным квадратурным приемником, преобразование в цифровую форму с использованием многоканального аналого-цифрового преобразователя и последующую цифровую обработку сигналов, направленную на формирование угла пеленга с использованием оптимального одноэтапного метода оценивания параметров. Одноэтапный метод оценивания состоит в формировании решающей функции на основе условной плотности по методу максимального правдоподобия и ее последующей оптимизации; данный метод исключает выполнение промежуточных этапов, на которых производится последовательное оценивание временных и фазовых задержек. 5 ил.

Изобретение относится к области приборостроения инерциальных навигационных систем и может использоваться для определения угловой ориентации летательных аппаратов любого типа. Сущность изобретения состоит в совместной обработке измерений датчиков перегрузок и измерений скорости летательного аппарата спутниковой навигационной системой при отсутствии датчиков угловых скоростей. Угловые скорости ЛА определяют методом параметрической идентификации. Устройство, реализующее данный способ, включает в себя блок датчиков перегрузок, содержащий три измерителя линейных перегрузок, установленных вдоль продольной, поперечной и вертикальной осей ЛА, спутниковую навигационную систему, блок определения линейных ускорений, два интегратора, блок определения функционала, блок формирования матрицы направляющих косинусов, блок минимизации функционала, блок определения угловых скоростей и блок определения начальных углов ориентации, соединенные между собой определенным образом. Технический результат - упрощение способа, снижение стоимости его приборной реализации и повышение точности определения угловой ориентации объекта при отсутствии бортовых измерителей угловых скоростей. 2 н.п. ф-лы, 1 ил.

Наверх