Система астроинерциальной навигации

Изобретение относится к области астроинерциальных навигационных систем, в которых основная навигационная информация корректируется по сигналам, поступающим с телеблока. Технический результат - повышение точности и помехозащищенности. Для этого поставленная задача решается посредством системы астроинерциальной навигации, состоящей из телеблока, помещенного в рамки двухосного карданова подвеса, снабженного датчиками его углов по азимуту и высоте, двигателями отработки углов его выставки по азимуту и высоте и установленного в рамках внешнего карданова подвеса - повторителя горизонта, бортовой ЦВМ, блока следящих систем отработки углов наведения телеблока, содержащего первую и вторую разностные схемы, первого и второго блоков коррекции, блока вычисления угловых поправок, бортовая ЦВМ первым и вторым выходом подключена к первым входам первой и второй разностных схем, второй вход первой разностной схемы подключен к выходу датчика угла карданова подвеса телеблока по высоте, второй вход второй разностной схемы - к выходу датчика угла карданова подвеса телеблока по азимуту, а выходы - к входам первого и второго корректирующих блоков, выход первого блока коррекции подключен к входу двигателя отработки угла выставки карданова подвеса телеблока по азимуту, выход второго блока коррекции - к входу двигателя отработки угла выставки карданова подвеса телеблока по высоте, а блок вычисления угловых поправок первым входом подключен к выходу двигателя отработки угла выставки телеблока по азимуту, а вторым - к выходу двигателя отработки угла выставки телеблока по высоте, третьим - к третьему выходу бортовой ЦВМ, выходом подключен к входу блока вычисления абсолютной величины разницы между расчетными и фактическими координатами визируемой звезды, выход которого подключен к входу блока сравнения, первый выход которого подключен к входу блока вычисления ошибок корректируемой системы и формирования признака готовности корректирующих поправок, а другой выход которого подключен к входу блока формирования признака неготовности корректирующих поправок. 3 ил.

 

Изобретение относится к области приборостроения, а именно к астроинерциальным навигационным системам, в которых основная навигационная информация (счисляемые координаты и курс) корректируется по сигналам, поступающим с астровизирующего устройства (телеблока), и применяемым в составе бортового оборудования авиационно-космических объектов.

Известна система астроинерциальной навигации, реализованная в серийных астроинерциальных системах Л14МА и Л41, входящих в состав навигационных пилотажных комплексов ВП-021 и Н-202, состоящая из телеблока, помещенного в рамки двухосного карданова подвеса, снабженного датчиками его углов по азимуту и высоте, двигателями отработки углов его выставки по азимуту и высоте и установленного либо на гироплатформе, либо в рамках внешнего карданова подвеса - повторителя горизонта (в зависимости от конструкции системы), бортовой ЦВМ, блока следящих систем отработки углов наведения телеблока, содержащего первую и вторую разностные схемы, первого и второго блоков коррекции, а также блока вычисления угловых поправок, при этом бортовая ЦВМ первым и вторым выходом подключена к первым входам первой и второй, соответственно, разностных схем, при этом второй вход первой разностной схемы подключен к выходу датчика угла карданова подвеса телеблока по высоте, второй вход второй разностной схемы подключен к выходу датчика угла карданова подвеса телеблока по азимуту, а выходы подключены к входам первого и второго, соответственно, корректирующих блоков, при этом выход первого блока коррекции подключен к входу двигателя отработки угла выставки карданова подвеса телеблока по азимуту, выход второго блока коррекции подключен к входу двигателя отработки угла выставки карданова подвеса телеблока по высоте, а блок вычисления угловых поправок первым входом подключен к выходу двигателя отработки угла выставки телеблока по азимуту, вторым входом подключен к выходу двигателя отработки угла выставки телеблока по высоте, третьим входом подключен к третьему выходу бортовой ЦВМ, а выходом подключен к блоку вычисления вектора ошибок корректируемой инерциальной системы.

В известной системе астроинерциальной навигации с целью определения ошибок счисления координат и курса инерциальной навигационной системой из каталога звезд, записанного в бортовой ЦВМ, выбираются две звезды, доступные визированию в данной точке местоположения объекта в данный момент времени, вычисляются их координаты, которые в качестве целеуказания последовательно выдаются на следящие системы, обеспечивающие выставку телеблока в расчетную точку, определяемую координатами первой из выбранных звезд, производится ее визирование с определением фактических (измеренных) угловых координат, затем выставка телеблока в расчетную точку, определяемую координатами второй из выбранных звезд, после чего производится ее визирование с определением фактических (измеренных) ее угловых координат, а затем пересчет угловых поправок, представляющих разности между фактическими (измеренными) координатами звезд и их расчетными значениями, в оценки ошибок инерциальной навигационной системы.

Связь между угловыми поправками и кинематическими ошибками инерциальной навигационной системы определяется линейным соотношением:

или в скалярной форме:

где

z - вектор угловых поправок;

Р=||β223||т _ вектор кинематических ошибок системы;

Н - матрица связи, структура которой определяется схемой подвеса телеблока и кинематикой отработки его углов наведения;

h1, h2, h3 - элементы матрицы Н.

Для получения однозначного определения трех компонент вектора β требуется как минимум три невырожденных уравнения (2). Поскольку при визировании одной звезды получаем два измерения (две угловые поправки), для решения уравнения (2) требуется проведение измерений как минимум двух звезд.

Основным недостатком известной системы является сравнительно невысокая точность определения ошибок инерциальной навигационной системы.

Задачей, на решение которой направлено заявленное техническое решение, является создание системы астроинерциальной навигации повышенной точности и помехозащищенности.

Техническим результатом, достигаемым при осуществлении заявленного изобретения, является обеспечение селекции от ложного сигнала, создаваемого какой-либо внешней помехой (например, пузырем астролюка или края облака, подсвеченного солнцем).

Указанный технический результат достигается тем, что система астроинерциальной навигации состоит из телеблока, помещенного в рамки двухосного карданова подвеса, снабженного датчиками его углов по азимуту и высоте, двигателями отработки углов его выставки по азимуту и высоте и установленного в рамках внешнего карданова подвеса - повторителя горизонта, бортовой ЦВМ, блока следящих систем отработки углов наведения визирной оси телеблока, содержащего первую и вторую разностные схемы, первого и второго блоков коррекции, а также блока вычисления угловых поправок, при этом бортовая ЦВМ первым и вторым выходом подключена к первым входам первой и второй, соответственно, разностных схем, при этом второй вход первой разностной схемы подключен к выходу датчика угла карданова подвеса телеблока по высоте, второй вход второй разностной схемы подключен к выходу датчика угла карданова подвеса телеблока по азимуту, а выходы подключены к входам первого и второго, соответственно, корректирующих блоков, при этом выход первого блока коррекции подключен к входу двигателя отработки угла выставки карданова подвеса телеблока по азимуту, выход второго блока коррекции подключен к входу двигателя отработки угла выставки карданова подвеса телеблока по высоте, а блок вычисления угловых поправок первым входом подключен к выходу двигателя отработки угла выставки телеблока по азимуту, вторым входом подключен к выходу двигателя отработки угла выставки телеблока по высоте, третьим входом подключен к третьему выходу бортовой ЦВМ. При этом с целью повышения точности и помехозащищенности блок вычисления угловых поправок выходом подключен к входу блока вычисления абсолютной величины разницы между расчетными и фактическими координатами визируемой звезды, выход которого подключен к входу блока сравнения, первый выход которого подключен к входу блока вычисления ошибок корректируемой системы и формирования признака готовности корректирующих поправок, а другой выход которого подключен к входу блока формирования признака неготовности корректирующих поправок.

Пусть в процессе визирования первой из выбранных из каталога звезды была завизирована звезда и определены ее угловые поправки, а в процессе визирования второй из выбранных из каталога звезды была завизирована вторая звезда и определены ее угловые поправки. В качестве критерия выбора звезд рабочей пары (т.е. именно пары звезд, выбранных из каталога), возьмем угловое расстояние между звездами, завизированными при сеансах визирования или косинус этого углового расстояния, который определяется как скалярное произведение их декартовых координат:

где

D - угловое расстояние между звездами;

i,j=1,2 - номера визируемых звезд;

x1, х2, х3 - декартовы координаты визируемых звезд.

Выбор функции Cos(D) в качестве критерия объясняется тем, что эта функция является инвариантой относительно любого ортогонального преобразования. Действительно, для двух векторов x1 и х2 Cos(D) представляет скалярное произведение:

Пусть

y1=Ax1,

y2=Ax2,

где А - ортогональная матрица.

Тогда

т.к. АтА=Е (в силу ортогональности А), а вектор β кинематических ошибок корректируемой инерциальной системы является тремя малыми углами поворота Эйлера-Крылова исходного трехгранника вокруг трех его осей, которые могут быть описаны ортогональной матрицей поворота.

В частности, если рассматривается азимутально-высотный подвес телеблока, в котором утлы его наведения определяются как азимутальный угол А, отсчитываемый в плоскости местного горизонта от северного направления местного меридиана против часов, а угол В (высота) отсчитывается от плоскости местного горизонта к зениту, то декартовы координаты звезды будут определяться как:

А косинус угла между i-й и j-й звездой определится как:

При другой схеме подвеса телеблока определение углового расстояния между звездами через углы выставки телеблока не представляет никакой сложности. Поэтому, для определенности, будем далее рассматривать эту схему подвеса.

Варьируя Cos(Dij) по углам Ai, Aj, Bi, Вj получаем:

Поскольку (8) представляет собой вариацию Cos(Dij), то при отсутствии ошибок системы, которые представляют собой три малых угла поворота исходной системы координат В1, β2, β3 вокруг трех ее осей, т.е. описываются ортогональной матрицей разворота исходной системы координат, ΔCos(Dij) в идеале должен быть равен нулю. Реально, при наличии инструментальных ошибок определения координат визируемых звезд рабочая пара выбирается по ΔCos(Dij), не превосходящему некоторого заданного порога D0. Способ проверки того, что завизирована именно пара звезд, выбранных из каталога, заключается в следующем:

1. Запоминаются все измеренные угловые поправки, ΔAi, ΔBi, i=1,2, полученные при проведении визирования двух звезд.

2. Вычисляется абсолютное значение ΔCos(Dij), которое сравнивается с заданным порогом D0.

3. При выполнении условия:

принимается решение о том, что завизированы именно звезды, выбранные из каталога.

Структурная схема предложенной системы астроинерциальной навигации, поясняющая сущность заявленного изобретения, представлена на Фиг. 1, где:

1 - телеблок;

2 - датчик угла карданова подвеса телеблока по азимуту;

3 - датчик угла карданова подвеса телеблока по высоте;

4 - двигатель отработки угла выставки карданова подвеса телеблока по азимуту;

5 - двигатель отработки угла выставки карданова подвеса телеблока по высоте;

6 - бортовая ЦВМ;

7 - блок следящих систем отработки углов наведения визирной оси телеблока;

8 - первая разностная схема;

9 - вторая разностная схема;

10 - первый блок коррекции;

11 - второй блок коррекции;

12 - блок вычисления угловых поправок;

13 - блок вычисления абсолютной величины разницы между расчетными и фактическими координатами визируемой звезды;

14 - блок сравнения;

15 - блок вычисления ошибок корректируемой системы и формирования признака готовности корректирующих поправок;

16 - блок формирования признака неготовности корректирующих поправок.

Система астроинерциальной навигации работает следующим образом: В бортовой ЦВМ 6 из записанного каталога звезд выбирается пара звезд, доступных визированию в данной точке местоположения объекта в данный момент времени и вычисляются их декартовы и угловые координаты. Вычисленные угловые координаты Ai, Bi, i=1,2 выдаются на первые входы первой и второй разностных схем 8 и 9 блока следящих систем 7, на другие входы которых выдаются текущие углы Ат, Вт, телеблока 1 с выходов датчиков углов карданова подвеса телелеблока по азимуту 2 и высоте 4. Полученные разности углов ΔАi, ΔВi, где i=1,2 - номер выбранной звезды, выдаются на входы первого и второго блоков коррекции 10 и 11, формирующих сигналы управления двигателями 4 и 5 карданова подвеса телеблока, отрабатывающих целеуказания Ai, Вi выдаваемые из бортовой ЦВМ. После отработки целеуказаний с выхода телеблока 1 выдаются фактические угловые координаты Ат, Вт, которые поступают на входы блока вычисления угловых поправок 12, на другие входы которого выдаются расчетные значения Аi, Вi этих углов, выдаваемые с выхода бортовой ЦВМ 6. Полученные разности ΔА=Атi, ΔB=Bт-Bi с выхода блока вычисления угловых поправок 12 выдаются на вход блока 13, где вычисляется модуль |Dij| (матрица разницы между расчетными и фактическими координатами звезды), который в блоке 14 сравнивается с заданным порогом D0, и при выполнении условия (9) в блоке 15 формируется признак коррекции Пр.корр=1 и вычисляется вектор β ошибок корректируемой системы, а при невыполнении этого условия в блоке 16 формируется Пр.корр=0, свидетельствующий о неправильном формировании угловых поправок ΔA=Aт-Ai, ΔB=Bт-Bi при визировании первой, либо второй, либо обеих звезд.

На Фиг. 2 представлен график ΔCos(Dij) при ошибках определения угловых поправок ΔAi, ΔBi, i=1,2, имеющих случайный характер и распределенных по равномерному закону в диапазоне 0.1 угл. мин.

На Фиг. 3 представлен график ΔCos(Dij) при тех же ошибках определения угловых поправок ΔAi, ΔBi, i=1,2, но между двенадцатым и семнадцатым измерениями сымитированы ошибки по ΔA1=5 угл. мин. и по ΔB1=1 угл. мин. Как видно из приведенных графиков, такого рода ошибки привели к резкому увеличению значения |ΔCos(Dij)|.

Система астроинерциальной навигации, состоящая из телеблока, помещенного в рамки двухосного карданова подвеса, снабженного датчиками его углов по азимуту и высоте, двигателями отработки углов его выставки по азимуту и высоте и установленного в рамках внешнего карданова подвеса-повторителя горизонта, бортовой ЦВМ, блока следящих систем отработки углов наведения визирной оси телеблока, содержащего первую и вторую разностные схемы, первого и второго блоков коррекции, а также блока вычисления угловых поправок, при этом бортовая ЦВМ первым и вторым выходом подключена к первым входам первой и второй, соответственно, разностных схем, при этом второй вход первой разностной схемы подключен к выходу датчика угла карданова подвеса телеблока по высоте, второй вход второй разностной схемы подключен к выходу датчика угла карданова подвеса телеблока по азимуту, а выходы подключены к входам первого и второго, соответственно, корректирующих блоков, при этом выход первого блока коррекции подключен к входу двигателя отработки угла выставки карданова подвеса телеблока по азимуту, выход второго блока коррекции подключен к входу двигателя отработки угла выставки карданова подвеса телеблока по высоте, а блок вычисления угловых поправок первым входом подключен к выходу двигателя отработки угла выставки телеблока по азимуту, вторым входом подключен к выходу двигателя отработки угла выставки телеблока по высоте, третьим входом подключен к третьему выходу бортовой ЦВМ, отличающаяся тем, что блок вычисления угловых поправок выходом подключен к входу блока вычисления абсолютной величины разницы между расчетными и фактическими координатами визируемой звезды, выход которого подключен к входу блока сравнения, первый выход которого подключен к входу блока вычисления ошибок корректируемой системы и формирования признака готовности корректирующих поправок, а другой выход которого подключен к входу блока формирования признака неготовности корректирующих поправок.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к способам определения ориентации по координатам наблюдаемых звезд, преимущественно для навигационных целей. В частности, для космической навигации путем определения положения космического аппарата относительно изображений звезд, наблюдаемых на небесной сфере.

Автогидирующая оптико-механическая система со встречной засветкой оптоволокна содержит оптическое волокно, соединяющее входную и оптическую системы спектрографа и детектор смещения изображения центра звезды с входного торца оптического волокна.

Изобретение относится к космической технике и может быть использовано при создании космических систем обзора космического пространства для наблюдения и обнаружения опасных астероидов и комет, летящих к Земле со стороны Солнца.

Изобретение относится к области комплексных навигационных систем, систем управления и наведения летательных аппаратов (ЛА). Технический результат изобретения - повышение точности и быстродействия оптимального оценивания и коррекции всех измеряемых инерциальной навигационной системой (ИНС) навигационных и пилотажных параметров в обеспечение эффективного решения навигационных, боевых и специальных задач.

Изобретение относится к космической технике и может быть использовано при создании космических средств и систем обзора космического пространства для наблюдения и обнаружения небесных объектов, прежде всего астероидов и комет, опасных для Земли, летящих к Земле со всех направлений, в том числе и со стороны Солнца, определения времени и района падения небесного тела на Землю и выдачи заблаговременного сообщения органам государственного управления и заинтересованным абонентам для предотвращения угрожающего события или принятия мер по снижению катастрофических последствий от возможного столкновения.

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.

Изобретение относится к космической технике и может быть использовано при создании космических средств и систем обзора космического пространства для обнаружения астероидов и комет, опасных для Земли.

Изобретение относится к высокоточным астроинерциальным навигационным системам для применения в составе пилотируемых и беспилотных летательных аппаратов. Астронавигационная система, установленная на летательном аппарате, содержит бесплатформенную инерциальную навигационную систему, включающую акселерометры, гироскопы, приемник спутниковой радионавигационной системы, навигационный вычислитель, автономный источник питания, астровизирующее устройство с вычислителем, определяющим угловые параметры визирования звезд, навигационный вычислитель, блок градиентометров, жестко связанный с бесплатформенной инерциальной навигационной системой, для возможности синхронного перемещения с летательным аппаратом и параллельно плоскости горизонта.

Изобретение относится к астроинерциальным навигационным системам, в которых основная навигационная информация корректируется по сигналам, поступающим с выхода астровизирующего устройства.

Изобретение относится к астроинерциальным навигационным системам. Отличительной особенностью заявленной системы астровизирования является то, что в блок обработки выходного сигнала телеблока дополнительно введены второй коммутатор, первым входом соединенный со вторым выходом циклического счетчика, вторым входом соединенный со вторым выходом накопителя, а выходом соединенный с четвертым входом сумматора-накопителя, а в блоке обнаружения звезды и определения ее координат второй выход первого блока сравнения соединен со вторым входом пятого блока сравнения, первый вход четвертого блока сравнения соединен с выходом блока запоминания координат звезды при прохождении выходного сигнала сумматора-накопителя блока обработки выходного сигнала телеблока через ноль, а второй и третий входы соответственно со вторыми выходами второго и третьего блоков сравнения, а третий выход четвертого блока сравнения соединен с первым входом вновь введенного шестого блока сравнения, второй вход которого соединен с выходом пятого блока сравнения, а выход соединен со входом вновь введенного блока определения координат визируемой звезды, выход которого соединен со входом блока формирования признака обнаружения визируемой звезды.

Изобретение относится к области приборостроения, а именно к способам определения ошибок инерциальных навигационных систем, в которых основная навигационная информация (счисляемые координаты и курс) корректируется по сигналам, поступающим с астровизирующего устройства (телеблока), и применяемых в составе бортового оборудования авиационно-космических объектов. Технический результат – повышение точности и помехозащищенности. Для этого по текущим координатам и времени из каталога звезд, записанного в бортовой ЦВМ, выбирается пара звезд, доступная визированию в данной точке местоположения объекта и в данный момент времени, определяются их координаты в местной системе координат на текущий момент времени, формируются целеуказания в форме углов нацеливания телеблока, производится визирование первой из выбранных звезд путем наведения визирной оси телеблока в расчетную точку, определяемую координатами первой из выбранных из каталога звезд с определением измеренных ее координат, определяются угловые поправки, представляющие разности между измеренными и расчетными значениями углов ее визирования, проводится визирование второй из выбранных из каталога звезд путем наведения визирной оси телеблока в расчетную точку, определяемую координатами второй из выбранных из каталога звезд с определением измеренных ее координат, определяются угловые поправки, представляющие разности между измеренными и расчетными значениями углов ее визирования, затем вычисляется абсолютная величина разницы между расчетным и измеренным углами выбранной пары звезд, обнаруженных в процессе их последовательного визирования, которая сравнивается с заданным пороговым значением и при не превышении этого значения формируется признак разрешения коррекции и проводится пересчет этих угловых поправок в оценке ошибок корректируемой инерциальной системы. 1 ил.

Изобретение относится к области астроинерциальных навигационных систем, в которых основная навигационная информация корректируется по сигналам, поступающим с телеблока. Технический результат - повышение точности и помехозащищенности. Для этого поставленная задача решается посредством системы астроинерциальной навигации, состоящей из телеблока, помещенного в рамки двухосного карданова подвеса, снабженного датчиками его углов по азимуту и высоте, двигателями отработки углов его выставки по азимуту и высоте и установленного в рамках внешнего карданова подвеса - повторителя горизонта, бортовой ЦВМ, блока следящих систем отработки углов наведения телеблока, содержащего первую и вторую разностные схемы, первого и второго блоков коррекции, блока вычисления угловых поправок, бортовая ЦВМ первым и вторым выходом подключена к первым входам первой и второй разностных схем, второй вход первой разностной схемы подключен к выходу датчика угла карданова подвеса телеблока по высоте, второй вход второй разностной схемы - к выходу датчика угла карданова подвеса телеблока по азимуту, а выходы - к входам первого и второго корректирующих блоков, выход первого блока коррекции подключен к входу двигателя отработки угла выставки карданова подвеса телеблока по азимуту, выход второго блока коррекции - к входу двигателя отработки угла выставки карданова подвеса телеблока по высоте, а блок вычисления угловых поправок первым входом подключен к выходу двигателя отработки угла выставки телеблока по азимуту, а вторым - к выходу двигателя отработки угла выставки телеблока по высоте, третьим - к третьему выходу бортовой ЦВМ, выходом подключен к входу блока вычисления абсолютной величины разницы между расчетными и фактическими координатами визируемой звезды, выход которого подключен к входу блока сравнения, первый выход которого подключен к входу блока вычисления ошибок корректируемой системы и формирования признака готовности корректирующих поправок, а другой выход которого подключен к входу блока формирования признака неготовности корректирующих поправок. 3 ил.

Наверх