Бесплатформенная инерциальная курсовертикаль на чувствительных элементах высокой точности

Изобретение относится к бесплатформенным инерциальным курсовертикалям и может найти применение в беспилотных летательных аппаратах различных классов для определения угловой ориентации в нормальной земной системе координат при выполнении сложных маневров, в том числе и фигур высшего пилотажа. Технический результат – расширение функциональных возможностей. Для этого обеспечивается построение всережимной бесплатформенной инерциальной курсовертикали на чувствительных элементах высокой точности (погрешности датчиков угловых скоростей не более 0,6°/час; погрешности датчиков линейных ускорений не более 0,006 м/с2) без использования внешней информации. При этом обеспечивается автоматическая начальная выставка курсовертикали, списание погрешности датчиков угловых скоростей непосредственно перед полетом и периодическая коррекция датчиков угловых скоростей в полете, а также использование кватернионных вычислений. 3 ил.

 

Изобретение относится к бесплатформенным инерциальным курсовертикалям (БИКВ) и может найти применение в беспилотных летательных аппаратах (БЛА) различных классов для определения угловой ориентации в нормальной земной системе координат при выполнении сложных маневров, в том числе и фигур высшего пилотажа.

Аналогом заявляемого устройства является «Бесплатформенная инерциальная курсовертикаль на чувствительных элементах средней точности» [1], содержащая блок чувствительных элементов из трех акселерометров и трех датчиков угловых скоростей по трем ортогональным осям, магнитный компас, две вычислительные платформы, мастер-фильтр, причем каждая из вычислительных платформ содержит блок пересчета ускорений из связанной в навигационную систему координат, блок вычисления линейных и угловых скоростей навигационной системы координат, первый и второй блоки кватернионных вычислений, блок вычисления матрицы направляющих косинусов и вычисления углов ориентации, блок формирования сигналов демпфирования, вторая вычислительная платформа дополнительно содержит адаптивный фильтр Калмана, в состав мастер-фильтра входит фильтр Калмана, блок комплексирования курса и два суммирующих устройства.

Известное устройство избыточно по составу и требует значительного объема вычислительных ресурсов. При выполнении летательным аппаратом фигур высшего пилотажа с вращением в трех взаимно перпендикулярных плоскостях фактические погрешности известного устройства могут превышать представленные в графическом материале [1, фиг. 6], что не оправдывает его существенное усложнение. Не предусмотрена начальная выставка курсовертикали, датчиков угловых скоростей и магнитного компаса, что может привести к значительным погрешностям на начальном этапе полета.

Наиболее близким к заявляемому устройству по технической сущности является бесплатформенная инерциальная курсовертикаль (БИКВ), представленная в группе изобретений «Навигационный комплекс, устройство вычисления скорости и координат, бесплатформенная инерциальная курсовертикаль, способ коррекции инерциальных датчиков и устройство для его осуществления» [2], содержащая трехканальный блок датчиков линейных ускорений, трехстепенной магнитный датчик направления, трехканальный блок датчиков угловых скоростей, формирователь производных от углов ориентации, блок коррекции, блок интеграторов, блок вычисления погрешности угловой ориентации, фильтр, блок вычисления наблюдаемой вертикали, устройство коррекции инерциальных датчиков, блок введения поправки на угловую скорость вращения Земли, блок коррекции угловых скоростей, блок оценки присутствия погрешности по угловой скорости, блок коррекции наблюдаемых углов ориентации, блок вычисления наблюдаемого угла рысканья, блок вычисления магнитного курса, блок выработки признаков включения коррекции угловой ориентации, блок оценки присутствия погрешности угловой ориентации, блок вычисления погрешности наблюдаемых углов ориентации, блок коррекции магнитного курса, блок режима коррекции.

К недостаткам известного устройства следует отнести необходимость в использовании внешних корректирующих устройств (спутниковой радионавигационной системы и/или системы радиолокационных измерений), невозможность точной начальной выставки курсовертикали, трехканального блока датчиков угловых скоростей и магнитного датчика направления, ограничение диапазона измерения угла тангажа из-за наличия особых точек, например, при угле тангажа, равном ±π/2.

Общими признаками заявляемой БИКВ и прототипа [2] являются трехканальный блок датчиков линейных ускорений, магнитный датчик направления (трехстепенной или иной конфигурации с низкими погрешностями определения магнитного курса), трехканальный блок датчиков угловых скоростей, блок вычисления погрешности угловой ориентации, блок вычисления наблюдаемой вертикали, блок введения поправки на угловую скорость вращения Земли, блок коррекции угловых скоростей, блок оценки присутствия погрешности по угловой скорости, блок вычисления наблюдаемого угла рысканья, блок выработки признаков включения коррекции угловой ориентации, блок режима коррекции.

Решаемой технической задачей предлагаемого изобретения является обеспечение начальной выставки курсовертикали, датчиков угловых скоростей и угла рысканья без использования внешней информации; сохранение работоспособности курсовертикали и высокой точности определения ориентации БЛА в параметрах Родрига-Гамильтона и углах Эйлера-Крылова при выполнении летательным аппаратом фигур высшего пилотажа с вращением в трех взаимно перпендикулярных плоскостях.

Техническим результатом является построение всережимной бесплатформенной инерциальной курсовертикали на чувствительных элементах высокой точности (погрешности датчиков угловых скоростей не более 0,6°/час; погрешности датчиков линейных ускорений не более 0,006 м/с2) без использования внешней информации.

Поставленная задача решается за счет того, что в БИКВ дополнительно введены блок вычисления параметров Родрига-Гамильтона кватерниона начальной ориентации, блок вычисления параметров Родрига-Гамильтона кватерниона текущей ориентации, блок вычисления начального угла рысканья, блок вычисления углов Эйлера-Крылова, блок начальной выставки датчиков угловых скоростей, блок задания широты места подготовки к старту, причем выход трехканального блока датчиков угловых скоростей подключен к первым входам блока вычисления начального угла рысканья, блока начальной выставки датчиков угловых скоростей и блока введения поправки на угловую скорость вращения Земли, выход магнитного датчика направления подключен ко второму входу блока вычисления наблюдаемого угла рысканья, выход трехканального блока датчиков линейных ускорений подключен к входу блока вычисления наблюдаемой вертикали, выход которого подключен к первому входу блока вычисления параметров Родрига-Гамильтона кватерниона начальной ориентации и ко вторым входам блока вычисления начального угла рысканья, блока выработки признаков включения коррекции угловой ориентации и блока вычисления погрешности угловой ориентации, выход блока вычисления начального угла рысканья подключен к первому входу блока вычисления наблюдаемого угла рысканья, выход которого подключен к третьим входам блока вычисления параметров Родрига-Гамильтона кватерниона начальной ориентации, блока выработки признаков включения коррекции угловой ориентации и блока вычисления погрешности угловой ориентации, выход блока вычисления параметров Родрига-Гамильтона кватерниона начальной ориентации подключен к первому входу блока вычисления параметров Родрига-Гамильтона кватерниона текущей ориентации, выход которого подключен к входу блока вычисления углов Эйлера-Крылова, третьему входу блока введения поправки на угловую скорость вращения Земли и является выходом для массива параметров Родрига-Гамильтона кватерниона текущей ориентации, выход блока выработки признаков включения коррекции угловой ориентации подключен к первому входу блока вычисления погрешности угловой ориентации, выход которого подключен к первому входу блока оценки присутствия погрешности по угловой скорости, выход блока вычисления углов Эйлера-Крылова подключен ко второму входу блока оценки присутствия погрешности по угловой скорости, к четвертому входу блока вычисления погрешности угловой ориентации и является выходом для массива углов Эйлера-Крылова, выход блока начальной выставки датчиков угловых скоростей подключен к первым входам блока выработки признаков включения коррекции угловой ориентации и блока коррекции угловых скоростей, выход которого подключен ко второму входу блока вычисления параметров Родрига-Гамильтона кватерниона текущей ориентации, выход блока оценки присутствия погрешности по угловой скорости подключен ко второму входу блока коррекции угловых скоростей, выход блока введения поправки на угловую скорость вращения Земли подключен к третьему входу блока начальной выставки датчиков угловых скоростей, выход блока задания широты места подготовки к старту подключен ко второму входу блока введения поправки на угловую скорость вращения Земли, выход блока режима коррекции подключен к третьему входу блока вычисления начального угла рысканья, ко вторым входам блока начальной выставки датчиков угловых скоростей, блока вычисления параметров Родрига-Гамильтона кватерниона начальной ориентации и пятому входу блока вычисления погрешности угловой ориентации.

Предлагаемое изобретение поясняется следующими чертежами, где представлены:

на фиг. 1 - блок-схема бесплатформенной инерциальной курсовертикали на чувствительных элементах высокой точности, на которой показаны: 1 - трехканальный блок датчиков угловых скоростей; 2 - магнитный датчик направления; 3 - блок вычисления наблюдаемой вертикали; 4 - трехканальный блок датчиков линейных ускорений; 5 - блок вычисления начального угла рысканья; 6 - блок вычисления наблюдаемого угла рысканья; 7 - блок вычисления параметров Родрига-Гамильтона кватерниона начальной ориентации; 8 - блок вычисления параметров Родрига-Гамильтона кватерниона текущей ориентации; 9 - блок выработки признаков включения коррекции угловой ориентации; 10 - блок вычисления погрешности угловой ориентации; 11 - блок вычисления углов Эйлера-Крылова; 12 - блок начальной выставки датчиков угловых скоростей; 13 - блок коррекции угловых скоростей; 14 - блок оценки присутствия погрешности по угловой скорости; 15 - блок введения поправки на угловую скорость вращения Земли; 16 - блок задания широты места подготовки к старту; 17 - блок режима коррекции; ωu - вектор измеренной угловой скорости; ψm - магнитный курс; Un - вектор наблюдаемой вертикали; au - вектор измеренного линейного ускорения; ψ0 - начальный угол рысканья; ψn - наблюдаемый угол рысканья; Λ0 - массив параметров Родрига-Гамильтона кватерниона начальной ориентации; Λ - массив параметров Родрига-Гамильтона кватерниона текущей ориентации; Jk - массив признаков включения коррекции угловой ориентации; ΔU - вектор погрешности угловой ориентации; U - массив углов Эйлера-Крылова; ω0 - вектор угловой скорости после начальной выставки; ωk - вектор угловой скорости после коррекции; Δω - вектор оценки присутствия погрешности по угловой скорости; ωЗ - вектор поправки на угловую скорость вращения Земли; B - широта места подготовки к старту; Jr - массив признаков режима коррекции;

на фиг. 2 - характеристики изменения углов крена (γ), рысканья (ψ) и тангажа (ϑ) при движении летательного аппарата с вращением относительно вертикальной, продольной и поперечной осей;

на фиг. 3 - погрешности бесплатформенной инерциальной курсовертикали по углам крена (dγ), рысканья (dψ) и тангажа (dϑ) при движении летательного аппарата с вращением относительно вертикальной, продольной и поперечной осей.

БИКВ вычисляет массив Λ, который можно представить, например, массивом параметров Родрига-Гамильтона {λ0123}, и массив углов Эйлера-Крылова U, который можно представить, например, массивом углов крена рысканья и тангажа БЛА {γ,ψ,ϑ}, где γ - угол крена; ψ - угол рысканья; ϑ - угол тангажа. Вычисления выполняются соответствующей обработкой угловых скоростей {ωxuyuzu}, линейных ускорений {axu,ayu,azu} и магнитного курса ψm, измеренных трехканальным блоком датчиков угловых скоростей, трехканальным блоком датчиков линейных ускорений и магнитным датчиком направления соответственно.

На выходе блока 1 формируется вектор измеренной угловой скорости ωuxuyuzu}, выходным сигналом блока 2 является магнитный курс ψm, на выходе блока 4 формируется вектор измеренного линейного ускорения au{axu,ayu,azu}. Измерения выполняются на всех режимах, которые задаются в блоке 17 массивом Jr{Jr1,Jr2}, где Jr1 принимает единичное значение в режиме подготовки БЛА к полету (БЛА находится в неподвижном состоянии), а Jr2 принимает единичное значение в режиме полета БЛА, в ином состоянии Jr1 и Jr2 принимают нулевые значения.

Блок 3 вычисляет вектор наблюдаемой вертикали [3, с. 161-162]

.

Блок 5 вычисляет начальный угол рысканья ψ0 в режиме подготовки БЛА к полету. Вычисления выполняются в соответствии с тем, что угловая скорость вращения Земли в плоскости меридиана равна нулю. Следовательно, измеренная датчиками угловых скоростей и приведенная к этой плоскости, угловая скорость БЛА в неподвижном состоянии относительно Земли также будет равна нулю. На этом основании имеем:

Выполнение приведенного условия реализуем в итерационном цикле вычислений или структурой с отрицательной обратной связью относительно начального угла рысканья ψ0, который фиксируется в момент выхода из режима подготовки.

Блок 6 в режиме подготовки к полету (Jr1=1) приравнивает наблюдаемый угол рысканья ψn к начальному углу рысканья ψ0 и вычисляет поправку к магнитному курсу ψm, в режиме полета (Jr2=1) наблюдаемый угол рысканья ψn определяется по магнитному курсу ψm, сложенному с поправкой, вычисленной в режиме подготовки к полету.

Блок 7 вычисляет массив нормированных параметров Родрига-Гамильтона кватерниона начальной ориентации [3, с. 144, с. 148-149]

,

где углы γn0, ψn0, ϑn0, полученные преобразованием наблюдаемых углов γn, ψn, ϑn: γn0nU(s,Jr1); ψn0nU(s,Jr1); ϑn0nU(s,Jr1); функция U(s,Jr1) обеспечивает изменение наблюдаемых углов при Jr1=1 и фиксацию с момента обнуления Jr1; s - оператор преобразования Лапласа; ΛN - нормирующий параметр

Блок 8 вычисляет массив нормированных параметров Родрига-Гамильтона кватерниона текущей ориентации [3, с. 144, с. 155]

Блок 9 вырабатывает признаки включения коррекции угловой ориентации в полете БЛА. Отклонение от равномерного полета приводит к отклонению наблюдаемых углов ориентации от истинных, о чем свидетельствует неравенство нулю производных от наблюдаемых углов ориентации. Отклонение от прямолинейного полета приводит к возникновению угловых скоростей, отличных от нуля. Массив признаков Jk{Jku,J} включения коррекции угловой ориентации представим признаком равномерного полета Jku и признаком прямолинейного полета J, которые принимают значения единицы или нуля в соответствии с условиями:

если |γnS|∧|ϑnS|∧|ψnS|<dUmax, то Jku=1, иначе Jku=0;

если |ωx0|∧|ωy0|∧|ωz0|<ωmax, то J=1, иначе J=0,

где предельные значения dUmax и ωmax выбираются в соответствии с допустимой погрешностью угловой ориентации; s - оператор преобразования Лапласа.

Блок 10 вычисляет вектор погрешности угловой ориентации

,

где ±ΔUОГР - ограничение погрешности угловой ориентации, определяется допустимой погрешностью угловой ориентации.

Блок 11 вычисляет массив углов Эйлера-Крылова БЛА {γ,ψ,ϑ} [3, с. 156, 159].

Блок 12 вычисляет вектор угловой скорости после начальной выставки ω0x0y0z0}, в соответствии с вычислительной процедурой

ω0x0y0z0}=ω(s,Jr1)(ωuxuyuzu}-ωЗ}),

где функция ω(s,Jr1) обеспечивает обнуление вектора угловой скорости ω0x0y0z0} и вычисление компенсирующей составляющей, обнуляющей погрешности трехканального блока датчиков угловых скоростей, при Jr1=1, фиксацию компенсирующей составляющей и ее учет в измерении вектора угловой скорости с момента обнуления Jr1; s - оператор преобразования Лапласа.

Блок 13 вычисляет корректированный вектор угловых скоростей

ωkxkykzk}=ω0x0y0z0}+Δω{Δωx,Δωy,Δωz}.

По величине погрешности угловой ориентации вертикали ΔU{Δγ,Δϑ} блок 14 оценивает присутствие погрешности по угловой скорости

,

где ±ΔωОГР - ограничение погрешности угловой скорости, выбирается в соответствии с погрешностью датчиков угловых скоростей; s - оператор преобразования Лапласа.

Компоненты вектора Δω не определяют точные значения погрешности трехканального блока датчиков угловых скоростей, но их отличие от нуля показывает, что погрешности присутствуют. Контур, включающий блоки 13, 8, 11 и 14, с отрицательной обратной связью приводит компоненты вектора Δω к нулевым значениям, следовательно, компенсирует погрешности трехканального блока датчиков угловых скоростей, повышая точность определения ориентации БЛА в параметрах Родрига-Гамильтона и углах Эйлера-Крылова.

Блок 15 вычисляет вектор поправки на угловую скорость вращения Земли, преобразуя угловую скорость вращения из геоцентрической системы координат Ωз{0,Ω,0}=Ωз{0,15⋅π/180/3600,0} в связанную систему координат

,

где B - широта места подготовки к старту.

Блок 16 задает широту места подготовки к старту B.

Исследование бесплатформенной инерциальной курсовертикали на чувствительных элементах высокой точности (погрешности датчиков угловых скоростей не более 0,6°/час; погрешности датчиков линейных ускорений не более 0,006 м/с2) показало, что при полете БЛА с вращением относительно вертикальной, поперечной и продольной осей на углы более 180 градусов (см. фиг. 2) погрешности по углам крена (dγ), рысканья (dψ) и тангажа (dϑ) (см. фиг. 3) не превышают 0,12 градуса, а при вращении относительно поперечной оси не превышают 0,5 градуса.

Таким образом, заявляемая бесплатформенная инерциальная курсовертикаль на чувствительных элементах высокой точности обеспечивает построение всережимной бесплатформенной инерциальной курсовертикали с высокими техническими характеристиками без использования внешней информации.

Источники информации

1. Патент RU 2487318 Бесплатформенная инерциальная курсовертикаль на чувствительных элементах средней точности, опубл. 10.07.2013 г. Бюл. №19 (аналог).

2. Патент RU 2373498 Навигационный комплекс, устройство вычисления скорости и координат, бесплатформенная инерциальная курсовертикаль, способ коррекции инерциальных датчиков и устройство для его осуществления, опубл. 20.11.2009 г. Бюл. №32 (прототип).

3. Основы построения бесплатформенных инерциальных навигационных систем /В.В. Матвеев, В.Я. Распопов/ Под общ. ред. д.т.н. В.Я. Распопова. - СПб.: ГНЦ РФ ОАО Концерн ЦНИИ «Электроприбор», 2009. - 280 с.

Бесплатформенная инерциальная курсовертикаль на чувствительных элементах высокой точности, содержащая трехканальный блок датчиков линейных ускорений, магнитный датчик направления, трехканальный блок датчиков угловых скоростей, блок вычисления погрешности угловой ориентации, блок вычисления наблюдаемой вертикали, блок введения поправки на угловую скорость вращения Земли, блок коррекции угловых скоростей, блок оценки присутствия погрешности по угловой скорости, блок вычисления наблюдаемого угла рысканья, блок выработки признаков включения коррекции угловой ориентации, блок режима коррекции, отличающаяся тем, что в нее дополнительно введены блок вычисления параметров Родрига-Гамильтона кватерниона начальной ориентации, блок вычисления параметров Родрига-Гамильтона кватерниона текущей ориентации, блок вычисления начального угла рысканья, блок вычисления углов Эйлера-Крылова, блок начальной выставки датчиков угловых скоростей, блок задания широты места подготовки к старту, причем выход трехканального блока датчиков угловых скоростей подключен к первым входам блока вычисления начального угла рысканья, блока начальной выставки датчиков угловых скоростей и блока введения поправки на угловую скорость вращения Земли, выход магнитного датчика направления подключен ко второму входу блока вычисления наблюдаемого угла рысканья, выход трехканального блока датчиков линейных ускорений подключен к входу блока вычисления наблюдаемой вертикали, выход которого подключен к первому входу блока вычисления параметров Родрига-Гамильтона кватерниона начальной ориентации и ко вторым входам блока вычисления начального угла рысканья, блока выработки признаков включения коррекции угловой ориентации и блока вычисления погрешности угловой ориентации, выход блока вычисления начального угла рысканья подключен к первому входу блока вычисления наблюдаемого угла рысканья, выход которого подключен к третьим входам блока вычисления параметров Родрига-Гамильтона кватерниона начальной ориентации, блока выработки признаков включения коррекции угловой ориентации и блока вычисления погрешности угловой ориентации, выход блока вычисления параметров Родрига-Гамильтона кватерниона начальной ориентации подключен к первому входу блока вычисления параметров Родрига-Гамильтона кватерниона текущей ориентации, выход которого подключен к входу блока вычисления углов Эйлера-Крылова, третьему входу блока введения поправки на угловую скорость вращения Земли и является выходом для массива параметров Родрига-Гамильтона кватерниона текущей ориентации, выход блока выработки признаков включения коррекции угловой ориентации подключен к первому входу блока вычисления погрешности угловой ориентации, выход которого подключен к первому входу блока оценки присутствия погрешности по угловой скорости, выход блока вычисления углов Эйлера-Крылова подключен ко второму входу блока оценки присутствия погрешности по угловой скорости, к четвертому входу блока вычисления погрешности угловой ориентации и является выходом для массива углов Эйлера-Крылова, выход блока начальной выставки датчиков угловых скоростей подключен к первым входам блока выработки признаков включения коррекции угловой ориентации и блока коррекции угловых скоростей, выход которого подключен ко второму входу блока вычисления параметров Родрига-Гамильтона кватерниона текущей ориентации, выход блока оценки присутствия погрешности по угловой скорости подключен ко второму входу блока коррекции угловых скоростей, выход блока введения поправки на угловую скорость вращения Земли подключен к третьему входу блока начальной выставки датчиков угловых скоростей, выход блока задания широты места подготовки к старту подключен ко второму входу блока введения поправки на угловую скорость вращения Земли, выход блока режима коррекции подключен к третьему входу блока вычисления начального угла рысканья, ко вторым входам блока начальной выставки датчиков угловых скоростей, блока вычисления параметров Родрига-Гамильтона кватерниона начальной ориентации и пятому входу блока вычисления погрешности угловой ориентации.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к области приборостроения, в частности к инерциальным информационно-измерительным приборам, и может найти применение в системах ориентации и навигации подвижных объектов.

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.

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.

Изобретение относится к области приборостроения и может найти применение в системах резервирования пилотажно-навигационных устройств. Технический результат - повышение точности измерения высотно-скоростных параметров.

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.

Изобретение относится к области навигационного приборостроения, а именно к навигационным системам, используемым для определения основных навигационных параметров позиционирования наземных объектов.

Изобретение относится к навигации и может использоваться в системах навигации ближнего поля. Технический результат состоит в повышении точности определения координат.

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.

Изобретение относится к области фотограмметрии и может быть использовано в задачах фотограмметрической обработки космических сканерных снимков для оперативного определения их угловых элементов внешнего ориентирования.

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).

Изобретение относится к средствам навигации подвижных объектов, в частности летательных аппаратов (ЛА), а именно к способам и устройствам для оценки ошибок и коррекции абсолютных координат местоположения, высоты и вертикальной скорости инерциальной навигационной системы (ИНС). Существенным отличием данного способа является преобразование поступающих с высокой частотой измерений к такой частоте, с которой ЛА пересекает границы дискретного эталонного массива высот. Другим существенным отличием данного способа является накапливание преобразованных измерений и формирование блоков измерений длиной Nb. Еще одним существенным отличием данного способа является реализация скользящего окна по массивам невязок, группирование массивов по Ng элементов. Существенным отличием устройства является введение блока преобразования, блока накопления, блока суммирования массивов квадратов невязок, блока очереди массивов квадратов невязок и блока накопления групп массивов квадратов невязок, что позволяет повысить эффективность вычислений и снизить требования к характеристикам вычислителя за счет введения новых действий и операций. Технический результат - снижение вычислительной сложности и требований к характеристикам вычислителя. 2 н.п. ф-лы, 2 ил.

Изобретение относится к области навигационного приборостроения, в частности к способам определения местоположения на основе комплексирования информации от различных источников. Технический результат – расширение функциональных возможностей обеспечен на основе определения пространственных координат мобильного объекта с помощью сигналов одной опорной радиостанции и счислений пути. Способ позволяет определять пространственное местоположение мобильного объекта на базе сигналов одной опорной радиостанции и счислении пути, что требует меньшую инфраструктуру, чем в классических сетевых (многопозиционных) системах радиопозиционирования, не требует сложных антенных решеток как в угломерных системах, и отсутствует возрастание ошибок со временем как в инерциальной навигации. При этом способ основан на определении дальностей или разностей дальностей до опорной радиостанции в различных выбранных точках траектории движения мобильного объекта и вычислении длины, азимута и угла места отрезков, соединяющих данные выбранные точки траектории движения. Форма траектории движения не имеет значения, так как учитываются только отрезки, соединяющие выбранные смежные точки траектории движения, а определение относительных пространственных координат текущей точки относительно предыдущей для формирования отрезка основано на счислении пути. 6 ил.

Изобретение относится к области навигации летательных аппаратов (ЛА) и предназначено для обеспечения безопасности полета группы ЛА, выполняющих совместные действия в сложных навигационных условиях. Технический результат - повышение точности и надежности операций формирования сигналов синхронизации при определении относительного положения ЛА. Для этого при определении относительного положения соседних ЛА по отношению к данному ЛА по созвездию спутников и радиолокационным способом с последующей комплексной обработкой навигационной информации - формируют общие сигналы синхронизации для указанных способов на основе комплексной обработки временных параметров сигналов синхронизации. При этом в первом случае предусматривается определение навигационной информации каждым ЛА, передачу и прием ее через каналы информационного обмена ЛА путем формирования сигналов синхронизации для временного разделения передачи и приема навигационной информации, а второй - предусматривается определение локационной информации с помощью передачи и приема зондирующих сигналов каждым ЛА и определение относительных дальностей соседних ЛА. Варианты способа оценивают точность формирования общих сигналов синхронизации. 5 з.п. ф-лы, 3 ил., 2 прил.

Изобретение относится к области навигационного приборостроения и может найти применение в системах радионавигации в условиях плотной городской застройки и в гористой местности. Технический результат - повышение точности. Для этого суть способа заключается в повышении точности местоопредления с использованием сигналов глобальных спутниковых навигационных систем с помощью учета сигналов с прямой и непрямой линии видимости. Он базируется на методе сопоставления с картой. При этом способ основан на конфигурации видимых и невидимых спутников для возможных кандидат-решений с учетом ландшафта местности, за счет чего происходит увеличение точности определения местоположения. Для реализации способа предложен алгоритм, который состоит из автономного и активного этапа. В автономной фазе формируются границы зданий на сетки местоположений. Граница зданий строится с перспективы положения ГНСС пользователя, край здания определяется для каждого азимута (от 0 до 360°) в виде серии углов. Результат этого этапа показывает, где расположены края зданий в пределах небесной координатной сетки. Как только определена граница относительно небесной координатной сетки, она может быть сохранена и легко повторно использована в онлайн фазе для предсказания видимости спутника простым сравнением высоты спутника с высотой здания в том же азимуте. На втором шаге активной фазы поиска решения определяется область, в которой находятся вероятные решения местоположения в затененной области. Область поиска определяется на основе первоначального положения, генерируемого на первом шаге определения координат на ЛПВ (линии прямой видимости) спутниках. Простейшей реализацией является фиксированная окружность с центром в известной координате, однако здесь могут применятся и более совершенные алгоритмы позиционирования. На третьем шаге осуществляется сравнение высоты спутника вероятной позиции с высотой границы зданий в том же азимуте. На четвертом шаге оценивается сходство между прогнозируемой видимостью и фактически наблюдаемой. Кандидат позиции с лучшим совпадением будет взвешиваться выше в решении при затененной задаче. Существуют два этапа вычисления оценки для кандидата позиции. Во-первых, определение по оценочным схемам о наблюдаемом угле. Во-вторых, функция оценки выдает положение между наблюдаемым сигналом и его оценкой, которая описывается формулой: ,где - оценка позиции для точки сетки оценка положения спутника i в сетке j с помощью оценочной матрицы SS. К концу этого этапа каждый кандидат положения должен иметь оценку, которая представляет угол, который указывает на видимость спутника, и, следовательно, насколько высока вероятность того, что данный кандидат позиции близок решению навигационной задачи. После определения конфигурации и оценки видимых спутников производится оценка невидимых спутников для каждого узла кандидата в решение навигационной задачи. Последний шаг - определение положения с помощью полученных балльных оценок путем сопоставления кандидатов с образцом. 1 ил.

Изобретение относится к радиоканалам передачи цифровой информации, конкретно к космическим высокоскоростным радиолиниям (ВРЛ) передачи данных наблюдения с космических аппаратов (КА) дистанционного зондирования Земли (ДЗЗ). Радиопередающий комплекс космического аппарата содержит квадратурный модулятор и кодер, размещенные в корпусах, поляризатор, конструктивно соединенный с рупорной антенной, радиочастотный блок, в корпусе которого установлен высокостабильный задающий генератор несущей чистоты, повышающий конвертер-сумматор, полосовой фильтр, твердотельный усилитель мощности. Корпусы квадратурного модулятора и кодера закреплены на краях боковой поверхности корпуса радиочастотного блока. Поляризатор, конструктивно объединенный с рупорной антенной и с согласованной нагрузкой. Поляризатор установлен на корпусе радиочастотного блока между квадратурным модулятором и кодером. Поляризатор соединен с выходом повышающе-усиливающей схемы радиочастотного блока посредством волновода. Рупорная антенна выполнена с линзовым корректором. Поляризатор выполнен с двумя входами для формирования левосторонней и правосторонней круговой поляризации, при этом на одном из входов установлена согласованная нагрузка, представляющая собой участок волновода. Технический результат заключается в снижении габаритов и массы изделия при сохранении высоких скоростных и энергетических показателей передачи информации. 7 з.п. ф-лы, 9 ил., 1 табл.

Изобретение относится к устройству управления транспортным средством. Устройство содержит модуль обнаружения состояния, модуль обнаружения объектов, модуль вычисления положения, модуль задания области и контроллер движения. Модуль обнаружения объектов выполнен с возможностью обнаружения положения и скорости транспортного средства-носителя. Модуль обнаружения объектов выполнен с возможностью обнаружения положения и скорости каждого из неподвижного объекта и движущегося объекта, которые находятся впереди. Модуль вычисления положения выполнен с возможностью вычисления положения проезда, в котором транспортное средство-носитель проезжает движущийся объект. Модуль задания области выполнен с возможностью задания области вокруг неподвижного объекта. Контроллер движения выполнен с возможностью управления движением транспортного средства, когда положение проезда находится в упомянутой области. Достигается повышение комфорта управления транспортным средством. 4 н. и 7 з.п. ф-лы, 25 ил.

Изобретение относится к радиоэлектронным системам связи с использованием радиоизлучения при размещении станции в морском мобильном объекте и может быть использовано в качестве бортовой станции системы спутниковой связи. Технический результат – расширение функциональных возможностей на основе предоставления абонентам сети спутниковой связи широкополосных мультимедийных услуг за счет того, что земная станция спутниковой связи Ku-диапазона построена по модульному типу с использованием стандартных протоколов связи. Для этого в станции спутниковой связи Кu-диапазона применен вариант антенной системы исполнения SOTM 0,6 м, предназначенный для обеспечения связи в движении (Satcom-On-The-Move) при работе станции через КА, расположенные как на геостационарной орбите (КА серии «Ямал», «Экспресс»), так и на высокоэллиптических орбитах типа «Молния» или «Тундра» (перспективные КА, которые могут работать в Ku-диапазоне). Комплекс обеспечивает широкополосный доступ к мультимедийным услугам абонентов на кораблях и судах, имеет возможность использовать не только ресурсы космических аппаратов, расположенных на геостационарной орбите, но и рассчитан для работы со спутниками, находящимися на высокоэллиптических орбитах. 2 ил.

Изобретение относится к области обработки данных в бесплатформенных навигационных системах (БИНС), работающих в автономном режиме. Способ определения навигационных параметров бесплатформенной инерциальной навигационной системой, основанный на использовании сигналов акселерометров и датчиков угловых скоростей, включает измерение на борту движущегося объекта с помощью акселерометров вектора удельной внешней силы в проекциях на оси приборного трехгранника, расчет матрицы направляющих косинусов между приборным и навигационным трехгранниками, пересчет вектора удельной внешней силы в проекции на оси навигационного трехгранника и интегрирование этих показаний для расчета текущих скоростей и координат в виде вектора относительной линейной скорости в осях навигационного трехгранника и вектора положения, при этом при вычислении матрицы направляющих косинусов используется абсолютная угловая скорость приборного трехгранника, измеряемая датчиками угловых скоростей, и абсолютная угловая скорость навигационного трехгранника, вычисляемая как функция от рассчитанных текущих скоростей и координат. При этом на основании входных параметров текущих скоростей и координат производится вычисление в проекциях на оси навигационного трехгранника вектора удельной внешней силы, соответствующего измеренному с помощью акселерометров, после чего вектор удельной внешней силы, измеренный в проекциях на оси приборного трехгранника, сравнивается с соответствующим ему вектором удельной внешней силы, вычисленным в проекциях на оси навигационного трехгранника, в результате чего вычисляется соответствующая разности измеренного и вычисленного векторов погрешность компенсации вектора удельной силы тяжести и, следовательно, возможность компенсации динамических погрешностей инерциальных координат и ошибок измерения высоты. Техническим результатом предложенного способа является существенное повышение точности автономного счисления навигационных параметров (координат, линейных скоростей, высоты). 2 н.п. ф-лы, 2 ил.

Изобретение относится к навигационно-пилотажным комплексам, объединяющим несколько инерциальных навигационных систем для формирования обобщенной выходной информации о местонахождении объекта, его ориентации в пространстве и его скоростях, а также использующим внешнюю информацию для коррекции систем, входящих в состав комплекса. Технический результат - повышение точности выходной информации навигационно-пилотажного комплекса и глубины контроля систем, входящих в состав комплекса. Для этого выходная информация, поступающая по меньшей мере с двух бесплатформенных инерциальных систем, сравнивается по мажоритарному признаку, после чего отбраковывается информация той бесплатформенной инерциальной системы, которая наиболее отклоняется от остальных, при этом согласно изобретению первичная информация в виде матриц ориентации и приращений линейных скоростей поступает с выходов бесплатформенных инерциальных систем на вход блока обработки первичной информации, в котором по заданному критерию формируется осредненное значение матрицы ориентации и приращения линейных скоростей, эти осредненные значения поступают на вход блока решения навигационных уравнений, а полученные в результате решения навигационных уравнений выходные параметры в виде текущих координат и курса объекта и его скоростей поступают на вход блока контроля, в котором производится сравнение выходных параметров бесплатформенных инерциальных систем с выходными параметрами блока решения навигационных уравнений и анализ отказных ситуаций узлов бесплатформенных инерциальных систем. 2 ил.

Изобретение относится к метрологии, в частности к системам измерения и индикации. Интегрированная система резервных приборов выполнена в виде отдельного блока и содержит датчики полного и статического давления, соединенные через устройство обработки и преобразования сигналов с вычислителем, модуль пространственной ориентации, устройство управления режимами работы, жидкокристаллический индикатор, соединенные с вычислителем, креноскоп, фотодатчик, соединенный с устройством управления режимами работы, устройство компенсации систематической составляющей смещения нуля инерциальных датчиков модуля пространственной ориентации, подключенное своим входом к модулю пространственной ориентации, а выходом к вычислителю, встроенную систему контроля, подключенную к модулю пространственной ориентации, датчикам полного и статического давления, а выходом к вычислителю. Дополнительно введен стабилизатор тока, выход которого подключен к первому входу коммутатора и датчику торможения, другой вывод датчика торможения подключен к измерительному резистору, второму и третьему входу коммутатора, выход которого подключен к аналого-цифровому преобразователю, на вход которого подается напряжение с источника опорного напряжения, а выход подключен к вычислителю. Технический результат - повышение функциональных возможностей блока и точности вычисления истинной скорости летательного объекта. 1 ил.

Изобретение относится к бесплатформенным инерциальным курсовертикалям и может найти применение в беспилотных летательных аппаратах различных классов для определения угловой ориентации в нормальной земной системе координат при выполнении сложных маневров, в том числе и фигур высшего пилотажа. Технический результат – расширение функциональных возможностей. Для этого обеспечивается построение всережимной бесплатформенной инерциальной курсовертикали на чувствительных элементах высокой точности без использования внешней информации. При этом обеспечивается автоматическая начальная выставка курсовертикали, списание погрешности датчиков угловых скоростей непосредственно перед полетом и периодическая коррекция датчиков угловых скоростей в полете, а также использование кватернионных вычислений. 3 ил.

Наверх