Способ двухканального управления ориентацией объектов с шестью степенями свободы пространственного движения

Изобретение относится к области навигационного приборостроения и может найти применение в системах управления полностью свободными в пространстве объектами с шестью степенями свободы пространственного движения, например воздушными и космическими летательными аппаратами, ракетами, снарядами, боевыми элементами, торпедами и другими подводными аппаратами. Технический результат - упрощение способа за счет уменьшения числа каналов управления до двух и формирования измерительных сигналов на основе использования только одного сферического гироскопа. Для этого предлагается двухканальный способ наведения, основанный на формировании измерительных сигналов с помощью только одного сферического гироскопа в виде трех полиортогональных синусно-косинусных сигналов, которые в своих информативных признаках и параметрах несут информацию о значениях и знаках угловых положений как в ортонормированной прямоугольной декартовой системе координат, так и в единичной сферической, связанных с объектом относительно неподвижной системы координат, представляющей внешнее пространство. Из этих сигналов выделяют экваториальный и азимутальный угловые положения объекта, определяют их отклонения и знаки отклонений от заданных значений, формируют по двум каналам сигналы управления, пропорциональные отклонениям экваториального и азимутального углов, и подают их на реверсивные рулевые органы первого и второго каналов, моменты сил рулей которых расположены в экваториальной и азимутальной плоскостях, а направление вращения соответствует знакам отклонений. При этом способ при его реализации позволит уменьшить затраты технических средств бортовой аппаратуры, снизить массогабариты и стоимость объектов, а это важно для сверх- и гиперзвуковых ракет, так как позволит увеличить долю топлива и соответственно коэффициент тяги. 3 ил.

 

Предлагаемое изобретение относится к области техники систем управления ориентацией полностью свободных в пространстве объектов с шестью степенями свободы для осуществления их стабилизации, регулирования угловых положений и параметров движения, следящего регулирования, автоматического пилотирования, навигации, самонаведения, и касается способа двухканального автономного, т.е. без привлечения наземных средств, управления ориентацией шестистепенных объектов в инерциальном, псевдоинерциальном и неинерциальном пространстве.

Предложенное техническое решение (TP) может быть использовано в летательных аппаратах (ЛА) любого типа и назначения, в том числе космических ЛА (КЛА), в управляемых ракетах, снарядах, торпедах, боевых элементах, в том числе в их системах самонаведения, в системах подводной, воздушной и космической навигации.

Для осуществления любого вида автоматического управления и регулирования, в том числе обозначенными объектами управления, прежде всего необходимо собрать информацию о текущих значениях управляемых координат объекта, для чего служат первичные измерительные преобразователи (датчики), а затем выработать и осуществить с заданными целями управляющие воздействия, для этого служат формирователи сигнала управления (ФСУ) и исполнительные рулевые органы, руль-машинки (РМ) и рули.

Количество управляемых и управляющих координат, как правило, задает и число каналов управления. Для объектов пространственного движения существует понятие числа степеней свободы. Как известно из теоретической механики твердых тел, числом степеней свободы называется число независимых возможных вращательных и/или поступательных перемещений объекта. Таким образом, полностью свободный в пространстве объект имеет шесть степеней свободы.

Прежде чем освещать уровень обозначеной области техники, сначала кратко обратимся к ее теоретическим основам, используемому математическому аппарату, и сравним с теоретическими обоснованиями предложенного ТР.

Исторически сложилось, что для отсчета положений объекта по всем степеням свободы при создании механики твердых тел, т.е. статики, кинематики и динамики приложили руку в основном чистые математики. Для этого они использовали однородные системы координат в виде трех прямоугольных декартовых систем координат (далее - ПДСК), (см., например, (1),стр. 86, (10), стр. 214, 215). А именно неподвижной ПДСК, представляющей внешнее пространство, поступательно движущейся вместе с объектом ПДСК, оси которой параллельны осям неподвижной ПДСК, и ПДСК, жестко связанной с объектом.

Однако известно, что ПДСК есть чистая абстракция, созданная для расчетов в придуманном идеальном инерционном пространстве, что не соответствует природе движений и топологии реального физического пространства, где все тела и поля находятся в движении, отличном от прямолинейного поступательного (2, стр. 20). Даже свет распространяется не чисто по прямой, а курсирует вокруг нее зигзагом. По мнению автора, это обусловлено тем, что природа стремится к устойчивым, равновесным состояниям и симметрии, что обеспечивается при вращательных движениях, при которых объединяются многие разнородные силы, и тогда не только твердые тела, а даже жидкие и газовые образования приобретают свойства своего рода гироскопов.

И плодовитый Л. Эйлер применил однородные ПДСК для определения углов, которые характеризуют необходимо и достаточно ориентацию подвижной ПДСК относительно неподвижной, если они имеют общее начало координат. Математическое сообщество назвало эти углы его именем, хотя в ходу и другие названия, как углы собственного (чистого) вращения, прецессии и нутации. И по настоящее время кинематический анализ, расчеты движения кинематических пар, узлов и механизмов, а также движущихся объектов с различным числом степеней свободы производятся преимущественно с использованием ПДСК и Эйлеровых углов. Хотя такой подход не всегда оптимален и усложняет расчетные соотношения. Для решения многих задач механики более приемлемо использование криволинейных систем координат, например, цилиндрических, сферических тороидальных. Тем более, что алгоритм Эйлера последовательный (3, стр. 643), поэтому сложный. Дело в том, что Эйлер не учел и не использовал, что при расхождении ориентации ПДСК образуется не одна линия узлов (ЛУ) между плоскостями OXY и OX'Y', a три между всеми тремя координатными плоскостями.

Мной разработан другой математический аппарат на основе сочетания неоднородных систем координат, представленных единичной сферической (далее ССК), и ПДСК, ограниченной единичной сферой ССК, имеющих общее начало. Такое представление связанной с объектом и неподвижной СК обеспечивает универсальность, так как становится возможным определять углы ориентации как в ПДСК, так и в ССК, причем по более выгодным параллельным алгоритмам. В единичной ССК ориентацию подвижной системы координат относительно неподвижной можно определить всего по двум параметрам, азимутальному ϕ и зенитному θ углам (в географической СК эти углы называют широтой и долготой). Начальный отсчет можно задавать как от полуплоскости ϕ=const, проходящей через ось OX, так и проходящей через линию визирования "ракета - цель", что более приемлемо для трехмерных систем самонаведения.

В ССК координатные поверхности есть плоскость ϕ=const, конусы θ=const и сферы r=const. В нашем случае r=1, поэтому координатные плоскости OXY, OXZ, OYZ и все азимутальные ограничены единичными тригонометрическими окружностями, что также упрощает вычисления, так как все тригонометрические функции sin, cos, tg, ctg, sec, cosec определены в единичной окружности, в которой против часовой стрелки вращается орт с угловой скоростью w, а синусно-косинусные функции - как проекции этого орта на оси абсцисс и ординат.

Для аналитического представления изложенного геометрического мной использована система трех полиортогональных (по трем переменным) синусно-косинусных функций. Переменные wxt, wyt, wzt, где t - время, ω - угловая скорость вращения орта. Попарно эти функции биортогональны по двум переменным. При этом формулы перехода в ПДСК упрощаются: х=cosϕ sinθ, γ=sinθ cosϕ, z=cosθ, и обратно , . Практическая реализация изложенного, см. (5).

Широко известен и описан в многочисленных источниках (6, 7, 8, 9) способ управления 6-степенным объектом типа самолет, по которому самолет управляется аэродинамическими силами и моментами по трем каналам: по курсу и тангажу от горизонтальных и вертикальных рулей, а по крену от элеронов (например, патент РФ 2036273). Широко известный способ имеет то же назначение, однако он трехканальный, то есть отличается по технической сущности, поэтому может быть принят в качестве аналога лишь условно.

Широко известны и описаны в литературе способы управления 6-степенными объектами типа невращающихся ракет (10, 11, 12, 13). Управление ориентацией ракет также производится по трем каналам, в пределах атмосферы в основном аэродинамическими рулями, а вне ее - газодинамическими или струйными. Способ управления ориентацией ракет также можно принять в качестве аналога лишь условно.

Известны 6-степенные объекты КЛА. Системы ориентации КЛА также содержат 3 датчика и не менее трех рулевых органов и трех рулей с отбросом массы, либо путем изменения кинетического момента внутренних частей КЛА (маховиковые и жидкостные регуляторы ориентации). Например, в многоканальной системе ориентации КЛА под названием "Импульсный контроллер" (14) для придания вращения объекту вокруг трех осей в трех взаимно перпендикулярных плоскостях установлено множество трубопроводных контуров циркуляции жидкой среды вокруг центра масс аппарата. В контроллер поступают значения отклонений координат от заданной ориентации, программа определяет импульсы кинетических моментов жидкой среды, необходимые для восстановления ориентации, затем внешним насосом жидкая среда нагнетается в контуры и циркулирует в них, в результате чего КЛА испытывает угловые ускорения, пока КЛА не восстановит заданную ориентацию в звездном пространстве. Таким образом, способ, реализованный в патенте США (14) многоканальный, и не может быть принят в качестве аналога.

Известны 6-степенные объекты - подводные лодки, и другие пилотируемые и беспилотные подводные аппараты. Их системы управления также многоканальные, например, система навигации подлодок разработки НПО "Азимут" содержат 10-12 чувствительных гироскопов, каждый из которых измеряет только один параметр положения и движения. Способы управления ориентацией подлодок также не могут быть приняты в качестве аналогов.

Более близкими по технической сущности (но не по назначению) к предлагаемому TP являются принципы определения координат воздушной цели, и одноканального управления 5- степенными объектами одноканальными вращающимися зенитными ракетами (ВЗУР) комплексов ПЗРК "Стрела". "Игла", "Верба" (СССР. РФ). "Стингеры" технологий POST и RST. "Мистраль" (Франция). (15, 16, 17). (Уточняю назначение, ВЗУР объекты 5-степенные, так как по крену они стабилизируются вращением).

Принцип управления ВЗУР двухцелевой, малый контур отслеживает линию визирования "ракета - воздушная цель", а большой контур наведения формирует одноканальный сигнал управления, и управляющую силу в режиме вращения, модуль вектора которой пропорционален угловой скорости вращения линии визирования, а фаза соответствует плоскости, в которой вращается линия визирования, сдвинутой на упреждение в точку встречи ракеты с целью (метод пропорционального наведения). Таким образом, двумя компонентами вектора управляющей силы (модулем и фазой, если использовать полярную СК, компонентами вектора по курсу и тангажу, если использовать декартову СК) автопилот ВЗУР формирует один СУ, который подается на РМ, а рули управляют двумя компонентами управляющей силы по одному каналу (подробнее см. (15). Теория одноканальных вращающихся управляемых ракет разработана в ВВИА им. Жуковского группой ученых и инженеров, которую возглавлял генерал авиации, доктор наук, профессор А.А. Красовский.

Таким образом, способ одноканального управления вращающимися ракетами является более близким по технической сущности. Но объект другой, с 5-ю степенями свободы положений и движений в пространстве, поэтому может быть принят за прототип лишь условно.

Основываясь на вышеизложенном, выбираем в качестве прототипа обобщенный на базе известных способ, основанный на на формировании измерительных сигналов углов ориентации объекта, определении углов, сравнении измеренных углов и заданных исходя из траектории и режим полета, формировании сигналов управления по каналам, пропорциональных рассогласованиям измеренных и заданных углов ориентации объекта, и подач ей этих сигналов на рулевые органы каждого канала.

Целями изобретения являются упрощения управления ориентацией 6-степенных объектов за счет сокращения числа каналов управления до двух, числа измерительных преобразований до одного (реализуется только одним сферическим гироскопом нового, неизвестного ранее типа) для того, чтобы при реализации способа уменьшить затраты технических средств, уменьшить массогабариты и стоимость объектов.

Указанные цели в способе управления ориентацией объектов с шестью степенями свободы, заключающемся в формировании измерительных сигналов угловых положений объекта с помощью чувствительных механических гироскопов, сравнении измеренных значений угловых положений с углами, заданными траекторией и режимом полета, формировании при наличии отклонений (рассогласований) значений этих углов сигналов управления в каждом канале управляемых координат объекта, формировании управляющих воздействий в каждом канале подачей сигналов управления на рулевые органы, отличающемся тем, что формируют измерительные сигналы в виде системы трех полиортогональных синусно-косинусных сигналов с помощью одного сферического гироскопа путем вращения намагниченного перпендикулярно своей оси вращения сферического ротора-магнита внутри, или снаружи сферического статора с расположенными на нем взаимно перпендикулярно тремя сферическими соленоидами, выделяют из этих сигналов азимутальный и зенитный угловые положения объекта в единичной ССК, сравнивают с заданными полетным заданием, определяя рассогласования и знаки рассогласований, формируют в двух каналах сигналы управления соответствующего знака и пропорциональные рассогласованиям, и подают на пары реверсивных руль-машинок первого и второго канала, рули которых устанавливают снаружи объекта таким образом, чтобы их векторы тяги были направлены противоположно и по касательным к экваториальной координатной плоскости ССК в первом канале, а во втором по касательной к азимутальной координатной плоскости ССК, связанной с объектом.

Новизна способа состоит во введении неизвестной в науке и технике новой операции формирования измерительных полиортогональных синусно-косинусных сигналов на основе использования только одного гироскопа, определении рассогласований в единичной ССК, что позволило сократить число каналов управления до двух. Изобретательский уровень предложенного TP показывает разработанный мной новый математический аппарат, неизвестный в теоретической механике, и практике ее применения, где и в наше время пользуются многоэтажными формулами перехода на основе ПДСК и Эйлеровых углов (матрицы гиперкомплексных чисел и тому подобный аппарат, разработанный еще 300 лет назад чистыми математиками типа Эйлера, когда задачи гироскопии и навигации ограничивались лишь изучением движений небесных тел и мореплаванием).

На Фиг. 1 представлены слева совмещенные, имеющие общее начало ПДСК и единичная ССК при произвольном расхождении их ориентации, где обозначены Эйлеровы углы ν, μ, θ. Для сравнения в середине и справа показан алгоритм совмещения в ССК. Поворачиваем ССК в экваториальной плоскости на угол ϕ, а в азимутальной на угол θ, после чего получаем совмещение всего за два поворота.

На Фиг. 2 для сравнения представлен алгоритм Эйлера, основанный на использовании ПДСК. Результаты трех последовательных поворотов обозначены "а", "б" и "в". Поворачиваем на угол ν в плоскости OXY в направлении кратчайшего поворота оси ОХ к оси OY, после чего получаем совмещение оси ОХ с ЛУ ("а"). Поворачиваем на угол μ от ЛУ в плоскости OXYZ в направлении кратчайшего поворота ОХ к ОУ', причем ЛУ выбираем из двух ее лучей таким образом, чтобы три луча ЛУ, OZ и OZ' образовали правую тройку ("б"). Затем совмещаем оси OZ и OZ' по кратчайшему пути на угол θ ("в").

Сравнительный анализ, показанный на Фиг. 1 и Фиг. 2 в геометрическом представлении, демонстрирует, если применять однородные ПДСК для управления ориентацией 6-степенных объектов, необходимо три канала управления при сложных последовательных алгоритмах перехода из связанной СК в неподвижную, и наоборот.

На Фиг. 3 представлена укрупненная функциональная схема одного из вариантов реализации способа (возможны и другие варианты для систем стабилизации, инерциальной навигации, систем пилотирования, слежения и самонаведения) На Фиг. 3 изображены объект 1 управления, на котором обозначены связанная с ним подвижная ПДСК OX'Y'Z' и совмещенная с ней единичная ССК, имеющие начало в центре масс объекта. Выше условно показана неподвижная СК, представляющая внешнее пространство OXYZ, поступательно движущаяся вместе с объектом 1, оси которой параллельны осям неподвижной системе координат внешнего пространства.

На объекте 1 установлен гироскопический датчик 2 полиортогональных синусно-косинусных сигналов (подробнее устройство датчика см. (5), задатчик 3 начального отсчета координат. Пунктирными линиями показаны механические связи датчика 2 и задатчика 3 начального отсчета с объектом 1. Выходы датчика 2 соединены с входом (устройством ввода) контроллера 4. Изображен программно-временной задатчик 5 параметров ϕ, θ режима полета объекта 1, формирователи 6, 7 сигналов управления первого и второго каналов, схемы сравнения. Выходы контроллера 4 соединены с первыми входами схем сравнения, выходы задатчика 5 режима полета соединены с вторыми входами схем сравнения, выход первой схемы сравнения соединен с входом формирователя 6 сигнала управления первого канала, выход второй схемы сравнения с входом формирователя формирователя 7 сигнала управления второго канала управления. На внешней поверхности объекта 1 установлены две пары реверсивных биортогональных рулей 1-1, 1-2 и 1-3, 1-4. Рули 1-1, 1-2 расположены в экваториальной плоскости тангенциально (по касательной) к воображаемой координатной поверхности сферы ССК (но не по касательной к корпусу объекта). Рули 1-3, 1-4 расположены в азимутальной плоскости к координатной поверхности сферы ССК (следует отличать ортогональные пары рулей, расположенные в одной плоскости от биортогональных, расположенных в двух взаимно перпендикулярных областях. Первые способны создавать вращательное движение объекта только по двум степеням свободы, вторые - по всем трем).

Двухканальная система управления 6-степенным объектом, представленная на Фиг. 3, работает следующим образом. Гироскопический датчик 2 после установки начального отсчета координат механически жестко связан с объектом (подробнее см. 4, 5). На выходах датчика 2 формируются три полиортогональных пространственно-временных синусно-косинусных сигнала. Контроллер 4 вычисляет параметры ϕи и θи углов расхождения связанной с объектом и неподвижной систем координат. Сигналы, несущие информацию o ϕи и θи, и заданные сравниваются схемами сравнения ⊗ первого и второго каналов (они могут быть представлены как в аналоговой, так и в цифровой форме). На выходах схем сравнения формируются сигналы, пропорциональные рассогласованиям между заданными и измеренными ϕзи; θзи и соответствующих знаков sign(ϕзи ), (θзи), определяющих направления вращения объекта. Эти сигналы поступают на формирователи 6 и 7, которые формируют сигналы управления вида, соответствующего типу используемых реверсивных руль-машинок, которые приводят в действие пары, например, струйных рулей 1-1, 1-2 и 1-3, 1-4. Они создают моменты сил, пропорциональные значениям рассогласовании до тех пор, пока пока ϕи, θи значения измеренные не совпадут с заданными программой полета. Корректирующие звенья, необходимые для обеспечения запаса устойчивости системы управления и переходных процессов, на Фиг. 3 не показаны, также не показаны схемотехнические решения электронной части блоков, так как объем притязаний заявки ограничен способом.

Разработанные еще в 60-х годах прошлого века одноканальные управляемые вращающиеся ракеты и другие вращающиеся носители позволили резко снизить массогабариты зенитных ракет, создать самые малогабаритные, малокалиберные и дешевые носимые комплексы ПЗРК, но весьма эффективные по низколетящим целям, что показала практика их боевого применения. Замысел предложенного и других заявленных мной TP (4, 5) состоит в том, чтобы приблизить к ним по этим характеристикам и невращающиеся ракеты. Сегодня, когда вероятный противник имеет концепцию массированного обезоруживающего удара без применения ядерного оружия, эта задача актуальна. Чтобы противодействовать тысячам ракет разного типа необходимо создавать установки залпового огня ракет индивидуального наведения, а для них нужны малогабаритные дешевые и серийно-пригодные ракеты. Промышленная применимость предложенного TP ограничена только необходимостью освоения новой технологии изготовления сферического измерительного гироскопа, остальные блоки и элементы известны, таким образом TP соответствует критерию промышленной применимости.

ЛИТЕРАТУРА

1. М.А. Павловский, Т.В. Путята, “Теоретическая механика”, Высш. шк., 1985, стр. 86.

2. В.П. Селезнев, "Навигационные устройства", М., Оборонгиз, 1961. стр 20.

3. Математический энциклопедический словарь, М., Сов. энциклопедия, 1988, стр. 643.

4. Заявка №2016110020/28(015809).

5. Заявки №2016110019, 2016129612.

6. Патенты РФ №2036273, 2505786.

7. А.А. Красовский, "Системы автоматического управления полетом и их аналитическое конструирование", М., Наука, 1973.

8. А.С. Шаталов, "Летательные аппараты как объект управления", Маш-е, 1975.

9. И.Н. Красовский, "Теория управления движением", М., 1968.

10. В.И. Феодосьев, Г.Б. Синярев, “Введение в ракетную технику”, Оборонгиз, 1956.

11. В.И. Феодосьев, “Основы техники ракетного полета”, М., Наука, 1981.

12. В.Д. Андреев, "Теория инерциальной навигации. Автономные системы", М., Наука, 1966.

13. А.Ю. Ишлинский, "Ориентация, гироскопы и инерциальная навигация", М., Наука, 1976.

14. Патент США №5026008.

15. А.А. Красовский, "Теория проектирования одноканальных управляемых вращающихся ракет", ВВИА им. Жуковского, 1963.

16. Технические описания изделия 9Э410 и ПЗРК 9К38М "Игла", Оборонгиз, 1980 (несекретно).

17. Патенты США №№4009848, 4155521, 4309393, 4399097, патент Франции №1501166.

Способ двухканального управления ориентацией объектов с шестью степенями свободы пространственного движения, заключающийся в формировании измерительных сигналов углов ориентации объекта с помощью чувствительных механических гироскопов, сравнении измеренных значений угловых положений объекта с углами, заданными траекторией и режимом полета, формировании при наличии отклонений значений этих углов сигналов управления в каждом канале управляемых координат объекта, формировании управляющих воздействий в каждом канале подачей сигналов управления на рулевые исполнительные органы, отличающийся тем, что формируют измерительные сигналы в виде системы из трех полиортогональных синусно-косинусных сигналов с помощью только одного сферического гироскопа путем вращения ротора-магнита, намагниченного перпендикулярно его оси вращения, внутри или снаружи статора с расположенными на нем взаимно перпендикулярно тремя сферическими соленоидами, определяют демодуляцией этих пространственно-временных сигналов азимутальный и зенитный θ углы положения объекта в сферической системе координат относительно установленного начального отсчета, а также их знаки как и , где φз, θз - заданные значения, а - измеренные, формируют в двух каналах сигналы управления, в первом - углом , во втором – углом θ, пропорциональные отклонения измеренных значений и заданных , затем подают сигнал управления первого канала на пару реверсивных рулевых органов, рули которых устанавливают снаружи объекта таким образом, чтобы векторы их тяги были направлены противоположно по касательным к экваториальной координатной плоскости сферической системы координат, связанной с объектом, а сигнал управления второго канала - на вторую пару реверсивных рулевых органов, рули которых устанавливают таким образом, чтобы векторы их тяги были противоположны и направлены по касательной к азимутальной плоскости сферической системы координат, связанной с объектом.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к устройствам для измерения величины (модуля) и угла направления (аэродинамического угла) вектора истинной воздушной скорости, а также других высотно-скоростных параметров летательного аппарата (ЛА), определяющих движение ЛА относительно окружающей воздушной среды.

Изобретение относится к области навигационных измерений и может быть использовано для определения координат местоположения подвижного объекта, например летательного аппарата (ЛА).

Изобретение относится к измерительной технике и может быть использовано в системах морской геодезии. Технический результат - расширение функциональных возможностей.

Изобретение относится к измерительной технике, а именно к способу определения углового положения (в частности, угла крена) объекта, стабилизированного вращением (ОСВ), в пространстве.

Изобретение относится к измерительным системам и может быть использовано при измерении курса летательного аппарата. Новизна способа заключается в том, что в оптико-электронной системе переднего обзора измеряют углы ориентации относительно строительных осей ЛА гиростабилизированного поля зрения телевизионного (ТВ) или тепловизионного (ТП) датчика изображений (ДИ), в котором оптическое изображение формируется в фокальной плоскости и считывается матричными чувствительными элементами, выделяют по ТВ/ТП изображениям опорные точки на поверхности Земли для их дальнейшего сопровождения, фиксируют траектории перемещения изображений опорных точек по фокальной плоскости ДИ, сопровождая их на последовательности кадров и регистрируя их координаты, моменты времени формирования соответствующих кадров, углы ориентации поля зрения ДИ относительно строительных осей ЛА, показания датчиков ускорений и формируемые с помощью СНС и ИНС оценки составляющих вектора скорости по строительным осям ЛА в эти моменты времени, выделяют на траекториях пары одновременно формируемых участков, для каждой пары выделенных участков траекторий определяют координаты точки схождения как точки пересечения продолжений хорд, стягивающих эти участки, определяют параметры угловых положений линий визирования, проходящих через полученные точки схождения, и центр проекции, который используется в ДИ для формирования оптического изображения, находя тем самым направления векторов средних скоростей ЛА на интервалах времени формирования выделенных пар участков траекторий движения изображений опорных точек по фокальной плоскости, используя зарегистрированные данные корректируют полученные направления векторов средних скоростей ЛА, приводя их к текущему моменту времени, определяют параметры углового положения вектора скорости ЛА в текущий момент времени относительно системы координат, связанной с полем зрения ДИ, как результат осреднения скорректированных параметров углового положения векторов средних скоростей ЛА, по найденным параметрам углового положения вектора скорости ЛА, углам ориентации поля зрения ДИ относительно строительных осей ЛА и углам крена и тангажа в текущий момент времени определяют углы, задающие направление полета относительно строительных осей ЛА и направление вектора путевой скорости ЛА относительно проекции продольной оси ЛА на горизонтальную плоскость (угол сноса).

Изобретение относится к наземным робототехническим средствам транспорта груза в заданную точку пространства, а также доставке роботизированного средства в заданное место для выполнения им иных функций без присутствия человека.

Изобретение относится к авиационной технике, в частности к блокам ориентации самолетов и вертолетов. Технический результат - повышение точности пилотирования ЛА за счет введения калибровки магнитометра.

Изобретение относится к области навигационного приборостения и может найти применение в бесплатформенных инерциальных навигационных системах (БИНС) и бесплатформенных инерциальных системах ориентации (БИСО) на трехосных волоконно-оптических гироскопах (ТВОГ) с одним общим источником излучения (ОИИ).

Изобретение относится к области приборостроения и может найти применение в бесплатформенных инерциальных системах навигации (БИНС) для различных классов носителей от наземных до авиационных, в частности в бесплатформенных системах ориентации (БСО).

Изобретение относится к авиационной технике, в частности к блокам ориентации самолетов и вертолетов. .

Изобретение относится к области радионавигации. Техническим результатом является повышение точности измерений. Объектом изобретения является способ контроля достоверности значения навигационных данных, выдаваемых устройством объединения/консолидации, содержащим множество модулей обработки, каждый из которых вырабатывает навигационное решение на основании измерений, поступающих от одного или нескольких независимых навигационных устройств. В способе контроля для каждого модуля обработки определяют радиус безопасности, соответствующий заданной вероятности отказа, определяют по меньшей мере одну консолидированную зону, которая объединяет зоны безопасности с центром, соответствующим значениям решений, сформированным на выходе модулей обработки, и зоны безопасности соответствуют радиусам безопасности, определенным для этих модулей, при этом радиус безопасности указанного устройства объединения/консолидации для указанной вероятности отказа определяют таким образом, чтобы он соответствовал указанной консолидированной зоне. 2 н. и 10 з.п. ф-лы, 10 ил.

Изобретение относится к судовождению и может быть использовано при комбинированных навигационных измерениях в комплексных средствах автоматического управления движением судов, преимущественно в системах динамического позиционирования судов. Способ навигации морского объекта, при котором формируют гидроакустическую навигационную систему (ГАНС), содержащую навигационную базу из М приемоответчиков гидроакустических сигналов, на объекте навигации размещают гидроакустический приемопередатчик, посредством которого измеряют временные интервалы распространения сигналов, причем гидроакустические приемоответчики размещают на подводной части дрейфующих буев, расположенных на водной поверхности, надводные части дрейфующих буев оснащают приемниками спутниковой радионавигационной системы (СРНС), определяют навигационные параметры объекта относительно навигационной базы ГАНС с определенными по СРНС координатами дрейфующих буев и преобразуют в геодезические ординаты объекта навигации. При этом в качестве объекта навигации используют плавучее средство, например судно или плавучую буровую установку (ПБУ), снабженное приемниками СРНС, аппаратурой инерциальной навигационной системы (ИНС), судно дополнительно оснащают средством навигации по радиосигналам локальной радионавигационной системы (РНС), сформированной на дрейфующих буях, а геодезические координаты судна (или ПБУ), составляющие вектора скорости и угловую ориентацию (курсовой угол), определяют путем комплексной обработки навигационной информации от СРНС, ИНС, ГАНС и локальной РНС. Технический результат заключается в повышении точности, надежности и достоверности позиционирования надводных объектов посредством создания избыточных измерений при расширении функциональных возможностей гидроакустической навигационной системы, а также при расширении арсенала средств динамического позиционирования. 6 з.п. ф-лы, 1 ил.

Изобретение относится к области навигационного приборостроения и может найти применение в системах управления полностью свободными в пространстве объектами с шестью степенями свободы пространственного движения, например воздушными и космическими летательными аппаратами, ракетами, снарядами, боевыми элементами, торпедами и другими подводными аппаратами. Технический результат - упрощение способа за счет уменьшения числа каналов управления до двух и формирования измерительных сигналов на основе использования только одного сферического гироскопа. Для этого предлагается двухканальный способ наведения, основанный на формировании измерительных сигналов с помощью только одного сферического гироскопа в виде трех полиортогональных синусно-косинусных сигналов, которые в своих информативных признаках и параметрах несут информацию о значениях и знаках угловых положений как в ортонормированной прямоугольной декартовой системе координат, так и в единичной сферической, связанных с объектом относительно неподвижной системы координат, представляющей внешнее пространство. Из этих сигналов выделяют экваториальный и азимутальный угловые положения объекта, определяют их отклонения и знаки отклонений от заданных значений, формируют по двум каналам сигналы управления, пропорциональные отклонениям экваториального и азимутального углов, и подают их на реверсивные рулевые органы первого и второго каналов, моменты сил рулей которых расположены в экваториальной и азимутальной плоскостях, а направление вращения соответствует знакам отклонений. При этом способ при его реализации позволит уменьшить затраты технических средств бортовой аппаратуры, снизить массогабариты и стоимость объектов, а это важно для сверх- и гиперзвуковых ракет, так как позволит увеличить долю топлива и соответственно коэффициент тяги. 3 ил.

Наверх