Астронавигационная система

Изобретение относится к области приборостроения и может найти применение в высокоточных астроинерциальным навигационных системах летательных аппаратов (ЛА). Технической результат - повышение точности выходных параметров за счет учета в процессе измерений в реальном времени изменения гравитационных составляющих ускорения силы тяжести. Для этого в астронавигационную систему ЛА дополнительно вводят гравиметры, блок высотомеров для измерения вертикального ускорения летательного аппарата, вычислитель ускорения силы тяжести и сумматоры, при этом гравиметры устанавливают на отдельной платформе, выполненной с возможностью синхронного перемещения с перемещением летательного аппарата и параллельно плоскости горизонта, причем выходы гравиметров и блока высотомеров для измерения вертикального ускорения летательного аппарата соединяют с входами вычислителя ускорения силы тяжести, выходы которого подключены через сумматоры к навигационному вычислителю бесплатформенной инерциальной навигационной системы, а выходы акселерометров соединяют с вторыми входами сумматоров. 1 ил.

 

Изобретение относится к области приборостроения - высокоточным астроинерциальным навигационным системам для применения в составе пилотируемых и беспилотных летательных аппаратов.

Известны способ и устройство астроинерциальной навигации, включающее стабилизированную платформу с тремя карданными подвесами, на которую установлено астровизирующее устройство с двумя степенями свободы, разработанное для слежения за звездами днем или ночью. Вычислитель хранит данные позиционирования для 61 звезды, реализует алгоритмы платформенной инерциальной системы и осуществляет коррекцию определенных инерциальной системой навигационных параметров по результатам астрономических измерений. Высокая точность астроинерциальных измерений обуславливается качеством привязки оси визирования звезд к местной вертикали, которая реализуется инерциальной навигационной системой посредством установки платформы в горизонтальное положение. Астрокоррекция уменьшает погрешность определения истинного курса и ошибку ее позиционирования независимо от времени полета «Northrop star tracer aboard В-1B. Julian Moxom. Air Force Association Show. October 1983», а также работы «NAS-21 astro/inertial navigation system (United States). Jane's Avionics, July, 1997».

Однако данным системам присущи существенные недостатки. Точность и надежность систем ограничиваются большим количеством вращающихся рамок (не менее пяти), необходимостью прецизионной точности преобразователей, а также необходимостью регулярных наземных калибровок.

Наиболее близким техническим решением является бесплатформенная астроинерциальная навигационная система (Патент РФ №141801 от 13.12.2013 г., МПК G01C 21/02). В ее состав входят:

- бесплатформенная инерциальная навигационная система (БИНС), представляющая моноблок, содержащий лазерные гироскопы, акселерометры, встроенный навигационный приемник сигналов СНС ГЛОНАСС/GPS, блок питания, модуль процессора для обработки цифровой информации и выполнения вычислительных процессов в соответствии с рабочей программой, хранящейся во встроенном запоминающем устройстве (типа flash), обеспечивающий определение угловых параметров положения и решение навигационных задач;

- астровизирующее устройство (АВУ), в состав которого входят звездный датчик, блок электроники, защитный корпус, солнечный датчик;

блок оптического сопряжения, в состав которого входят искусственный источник света, призма и фотоприемное устройство.

Звездный датчик, в свою очередь, состоит из: основания, узла ПЗС-матрицы, узла видеотракта, объектива со встроенным затвором, бленды. Блок электроники состоит из узла процессора и платы вторичного источника питания.

Недостатками указанного устройства являются ограниченная точность выходных параметров, обусловленная использованием в модуле процессора БИНС расчетных картографических данных, а не фактических значений гравитационной составляющей ускорения силы тяжести.

Технической задачей настоящего изобретения является повышение точности выходных параметров за счет учета в процессе измерений в реальном времени изменения гравитационных составляющих ускорения силы тяжести.

Для реализации поставленной задачи в астронавигационную систему, установленную на летательном аппарате и содержащую бесплатформенную инерциальную навигационную систему, включающую акселерометры, гироскопы, приемник спутниковой радионавигационной системы, навигационный вычислитель, астровизирующее устройство с вычислителем, определяющим угловые параметры визирования звезд и подключенным к навигационному вычислителю бесплатформенной инерциальной навигационной системы, при этом выходы приемника спутниковой радионавигационной системы и гироскопов соединяют с входами навигационного вычислителя бесплатформенной инерциальной навигационной системы, в систему вводят гравиметры, блок высотомеров для измерения вертикального ускорения летательного аппарата, вычислитель ускорения силы тяжести и сумматоры, при этом гравиметры устанавливают на отдельной платформе, выполненной с возможностью синхронного перемещения с перемещением летательного аппарата и параллельно плоскости горизонта, причем выходы гравиметров и блока высотомеров для измерения вертикального ускорения летательного аппарата соединяют с входами вычислителя ускорения силы тяжести, выходы которого подключены через сумматоры к навигационному вычислителю бесплатформенной инерциальной навигационной системы, а выходы акселерометров соединяют с вторыми входами сумматоров.

Как известно, в программно-алгоритмическом обеспечении БИНС используются модели гравитационного поля, соответствующие выбранной модели фигуры Земли, например, референц-эллипсоиду Красовского. Это приводит к методической ошибке определения навигационных параметров, связанной с неопределенностями гравитационного поля Земли. По имеющимся оценкам отечественных и зарубежных специалистов, недостаточная информация о параметрах гравитационного поля Земли вносит следующие ошибки:

для серийных инерциальных навигационных систем - 10% в определении координат и до 50% в определении скорости;

для разрабатываемых инерциальных навигационных систем - 40% в определении координат и до 5-75% в определении скорости;

для перспективных систем - 60% в определении координат и до 90% в определении скорости.

В настоящее время фирмой Singer (США) при разработке высокоточной инерциальной системы SKN-2440 HAINS для стратегического бомбардировщика В-1 В предложено решение задачи компенсации гравитационных возмущений при помощи цифровой карты - бортовой модели гравитационного поля Земли. В этой системе используются гравитационные данные управления картографии МО США.

Причина, сдерживающая разработки подобных навигационных систем авиационного назначения с использованием цифровых карт - бортовых моделей гравитационного поля Земли, объясняется необходимостью пересчета эталонных значений аномалий силы тяжести на высоту полета в процессе реализации алгоритмов систем корреляционно-экстремальной навигации (КЭНС). В противном случае в связи с затуханием аномалий силы тяжести с возрастанием высоты будет происходить существенное уменьшение отношения сигнал/шум наблюдений, что при использовании известных алгоритмов корреляционно-экстремальной навигации приведет к снижению точности оценивания и, в конечном итоге, к полной потере работоспособности КЭНС.

Один из способов решения задачи пересчета аномалий силы тяжести на высоту полета заключается в использовании формулы Пуассона, которая в дискретном виде записывается следующим образом:

где Δx, Δy - интервалы дискретизации задания значений аномалий силы тяжести на высоте уровня моря (или иной уровневой поверхности); m=-M/2…M/2, n=-N/2…N/2 - порядковые номера пространственных отсчетов значений Δg_z соответственно в восточном Ox и северном Oy направлениях, Δg - изменение ускорения силы тяжести на нулевой высоте, h - высота.

Экспериментально установлено эмпирическое правило, которое утверждает, что для выполнения достаточно точного пересчета аномалий силы тяжести на высоту h необходимо, чтобы Δx-M/2>10⋅h и Δy-N/2>10⋅h [Bernstein U., Hess R. The effect of vertical deflections on aircraft INS/ AIAA v. 14, №10, с/43-46]. В противном случае ошибки пересчета будут слишком высоки ввиду неучета влияния средних зон. Для случая, когда интервалы дискретизации одинаковы и равны 250 м, для вычисления каждого значения аномалий силы тяжести на высоте 5000 м по вышеуказанной формуле необходимо принимать во внимание по крайней мере 160000 значений на уровне моря. Таким образом, для осуществления процедуры пересчета значений аномалий силы тяжести на текущую высоту полета при реализации любого из известных алгоритмов корреляционно-экстремальной навигации потребуется чрезмерно высокая производительность, не реализуемая БЦВМ, особенно учитывая необходимость навигационных определений в реальном масштабе времени. Таким образом, очевиден вывод о необходимости использования в вычислителе навигационной системы реальных значений ускорения силы тяжести.

Современные астроинерциальные системы имеют четыре режима: полностью автономный (инерциальный), астро-инерциальный, инерциально-спутниковый и астро-инерциально-спутниковый. Инерциально-спутниковый режим заключается в коррекции координат и скоростей ЛА измерениями приемной аппаратуры спутниковых радионавигационных систем ГЛОНАСС/GPS. В астро-инерциальном и астро-инерциально-спутниковом режимах основным является инерциальный режим, поскольку для множества потребителей на борту летательного аппарата (ЛА) информация о параметрах навигации и ориентации требуется автономно, вне зависимости от времени суток, погодных и сезонных условий с высокой частотой, не обеспечиваемой средствами спутниковой навигации и средствами астрокоррекции.

Сигналы, получаемые на выходе гравиметров, содержат информацию как о величине ускорения силы тяжести, так и о величине ускорения движения ЛА. Для выделения сигналов ускорения силы тяжести вводят блок определения ускорения движения ЛА, выполненного, например, на основе радиовысотомеров. Сигналы ускорения силы тяжести получают путем совместной обработки показаний гравиметров и ускорений собственного движения ЛА в одноименных осях, получаемых после дифференцирования показаний радиовысотомеров. Выходы гравиметров и акселерометров в одноименных осях через сумматоры соединены с входами навигационного вычислителя БИНС и используются в блоках интегрирования для вычисления составляющих линейной скорости и координат ЛА

Здесь a_x, a_y, a_z - показания акселерометров БИНС, сориентированных в соответствии с осями системы координат Oxyz, V_x,V_y,V_z - абсолютные линейные скорости ЛА, получаемые из решения уравнений (2) в соответствующих блоках навигационного вычислителя ЛА, g_x,g_y,g_z - компоненты вектора ускорения силы тяжести, поступающие от гравиметров на выходах гравиметров с учетом ускорений собственного движения ЛА. w_axw_ayw_az - проекции вектора абсолютной угловой скорости на оси x, y, z.

При этом необходимо согласование осей местного горизонта, определяемой в БИНС, и блока гравиметров, которое осуществляют синхронно с помощью отдельной платформы, управляемой БИНС.

В астроинерциальном и астроинерциально-спутниковом режимах система работает следующим образом.

Как показано в прототипе, в основе работы астроинерциальных систем лежит взаимосвязь между различными системами координат (СК), используемыми в работе астроинерциальных систем. К таким системам координат относятся:

ECI - фундаментальная инерциальная СК эпохи J2000;

ECEF - геоцентрическая земная (гринвичская) СК;

ENU - топоцентрическая (местная географическая) СК;

B_IMU - приборная СК БИНС (правая прямоугольная СК, оси которой связаны со строительными осями БИНС);

B_st - приборная СК АВУ (правая прямоугольная СК, оси которой связаны с оптической осью и плоскостью ПЗС-матрицы АВУ).

Взаимосвязь между перечисленными СК математически удобно представлять в виде простого матричного уравнения, задающего переход от ECI к B_ST:

где - матрица, характеризующая угловое положение B_ST относительно ECI;

- матрица привязки B_IMU к B_ST, определяемая и стабилизируемая блоком оптического сопряжения на этапе технологической юстировки АИНС;

, , - матрицы переходов от ENU к B_IMU, от ECEF к ENU и от ECI к ECEF соответственно.

Матрицы и из состава уравнения (1) могут быть определены в следующем виде:

где

матрицы элементарных поворотов на углы крена γ, тангажа ϑ и курса ψ соответственно; R_pol - матрица, учитывающая смещение положения полюса Земли в эпоху t (в текущий момент времени); R_S - матрица учета суточного вращения Земли; N, P - матрицы нутации и прецессии в эпоху t соответственно.

С учетом (3) и (4) уравнение (2) можно представить в виде соотношения

или

Основной информацией, поступающей от АВУ в БИНС, являются элементы матрицы ориентации , а параметры матриц , R_pol известны до начала работы АИНС. На основе представленных соотношений (3), (6) и (7) реализуются различные режимы (варианты) астрокоррекции БИНС, включаемые оператором вручную эпизодически при условии видимости небесных светил.

Изобретение поясняется чертежом, где изображена астронавигационная система.

Астронавигационная система содержит БИНС 1 и АВУ 2 с вычислителем 3, определяющим угловые параметры визирования звезд, выход которого соединен с одним из входов навигационного вычислителя 4 БИНС.

БИНС 1 включает в свой состав кварцевые акселерометры (не менее трех) 5₁, 5₂, 5₃, лазерные гироскопы (не менее трех) 6₁, 6₂, 6₃, блок питания 7, приемник 8 спутниковых радионавигационных сигналов системы ГЛОНАСС/GPS.

Астронавигационная система также содержит блок гравиметров 9₁, 9₂, 9₃ (не менее трех), расположенных на отдельной платформе 10, управляемой посредством двигателя (на рисунке не показано), выполненной с возможностью синхронного перемещения с перемещением летательного аппарата и параллельно плоскости горизонта, блок 11 высотомеров для измерения вертикального ускорения ЛА, вычислитель 12 ускорения силы тяжести, при этом выходы гравиметров и выходы блока высотомеров соединены с входами вычислителя 12 ускорения силы тяжести, выходы которого через сумматоры 13₁, 13₂, 13₃ соединены с входами вычислителя 4 БИНС, при этом выходы акселерометров 5₁, 5₂, 5₃ соединены с входами сумматоров 13₁, 13₂, 13₃ соответственно.

Система работает следующим образом.

БИНС 1 обеспечивает определение навигационных параметров и параметров угловой ориентации, сопровождаемое с течением времени шулеровским накапливанием ошибок. С выхода БИНС на вход астровизирующего устройства 2 постоянно поступает априорная (нескорректированная) информация о пространственном положении оси АВУ и связанной с ней приборной системы координат АВУ в инерциальной системе координат.

В процессе обсервации звезд астровизирующим устройством изображения звезд проецируются на ПЗС-матрицу, являющуюся чувствительным элементом АВУ.

Считывающее устройство АВУ считывает изображения звезд с ПЗС-матрицы, одновременно осуществляя фильтрацию, выделение звездоподобных образований, их селекцию по конфигурационным и энергетическим признакам.

АВУ осуществляет поиск и распознавание выделенных объектов (звезд) на основе сравнения текущего изображения звездного неба и звездного каталога, хранящегося в блоке электроники.

Навигационный вычислитель 3 АВУ вычисляет параметры ориентации оптической оси астровизирующего устройства с учетом эпохи наблюдения, нутации и прецессии, аберрации и рефракции атмосферы. На основе параметров ориентации оптической оси астровизирующего устройства формируется матрица , которая передается в навигационный вычислитель 4 БИНС 1.

Имеется два режима (варианта) астрокоррекции:

1) режим компенсации погрешностей БИНС по определению углов пространственного положения - астроинерциальный спутниковый режим;

2) режим компенсации погрешностей БИНС по определению геодезических координат и угла рыскания - астроинерциальный режим.

Первый режим коррекции включается при наличии уверенного приема сигналов спутниковых навигационных систем ГЛОНАСС/GPS.

В случае отсутствия информации от приемника СНС 7 реализуется второй режим компенсации погрешностей БИНС 1 - компенсации погрешностей по определению геодезических координат и угла рыскания.

Основным режимом работы рассматриваемой навигационной системы является инерциальный режим, который включен непрерывно на протяжении всего полета и функционирует вне зависимости от наличия условий для обсервации звезд и наличия приема сигналов от спутников в приемнике СНС. Режимы астрокоррекции и спутниковой коррекции являются дополнительными к инерциальному и включаются кратковременно

В инерциальном режиме с выходов акселерометров 5 измерения поступают на сумматоры 13, туда же непрерывно поступают измерения гравиметров 9, предварительно обработанные в вычислителе 12 ускорения силы тяжести. Второй вход вычислителя 12 ускорения силы тяжести соединен с выходом блока 11 высотомеров. С выхода вычислителя 12 на входы сумматоров 13 соответствующих акселерометров поступают данные о составляющих ускорения силы тяжести g_x, g_y, g_z. После интегрирования уравнений (2) в навигационном вычислителе БИНС 3 определяют линейные скорости и координаты, уточненные измерениями ускорения силы тяжести гравиметрами 9. В первом приближении выражения для вычисления координат могут иметь вид:

Здесь r – радиус-вектор, проведенный из центра масс в точку местоположения ЛА, φ, λ - широта и долгота местоположения ЛА, w_З - угловая скорость вращения Земли.

Таким образом, в навигационной системе имеется три режима коррекции бесплатформенной инерциальной навигационной системы - спутниковая коррекция, астрокоррекция и астроспутниковая коррекция. При невозможности проведения коррекции осуществляется инерциальный режим навигации. При этом основной источник ошибок инерциального определения параметров навигации неопределенности гравитационного поля Земли устраняется за счет измерений фактических значений в реальном времени гравитационной составляющей силы тяжести гравиметрами.

Астронавигационная система, установленная на летательном аппарате, содержащая бесплатформенную инерциальную навигационную систему, включающую акселерометры, гироскопы, приемник спутниковой радионавигационной системы, навигационный вычислитель, астровизирующее устройство с вычислителем, определяющим угловые параметры визирования звезд и подключенным к навигационному вычислителю бесплатформенной инерциальной навигационной системы, при этом выходы приемника спутниковой радионавигационной системы и гироскопов соединены с входами навигационного вычислителя бесплатформенной инерциальной навигационной системы, отличающаяся тем, что в систему введены гравиметры, блок высотомеров для измерения вертикального ускорения летательного аппарата, вычислитель ускорения силы тяжести и сумматоры, при этом гравиметры установлены на отдельной платформе, выполненной с возможностью синхронного перемещения с перемещением летательного аппарата и параллельно плоскости горизонта, причем выходы гравиметров и блока высотомеров для измерения вертикального ускорения летательного аппарата соединены с входами вычислителя ускорения силы тяжести, выходы которого подключены через сумматоры к навигационному вычислителю бесплатформенной инерциальной навигационной системы, при этом выходы акселерометров подсоединены к вторым входам сумматоров.