АСТРОНАВИГАЦИОННАЯ СИСТЕМА Российский патент 2010 года по МПК G01C21/10 

Описание патента на изобретение RU2378616C1

Изобретение относится к области астронавигационных систем [Г.Квазиус, Ф.Маккэнлесс. "Проектирование систем астронавигации". - М.: Мир, 1970, с.127-133], предназначенных для определения стабилизированных угла места и курсового угла на астроориентир, на основании которых определяют поправку курсоуказания и свое местоположение.

Известны системы, например "Оптический измерительный прибор с угломером" по патенту RU №2089852 (БИ №25 10.09.97), в которых плоскость горизонта строится непосредственно в месте расположения визирующего устройства с помощью пузырькового уровня. Недостатком таких секстанов является сложность определения положения горизонта на фоне колебаний пузырька.

Для сглаживания колебаний чувствительного элемента используются гироскопы и интеграторы, например в "Гироскопическом интегрирующем морском секстане" ГИМС-3 или "Интегрирующем авиационном секстане" ИАС-1 [Радкевич Л.П., Беляева М.П. "Ручные навигационные секстаны" "Оптико-механическая промышленность", 1975, №2, с.58-59].

Недостатком всех этих устройств является невозможность определения курсового угла с точностью, необходимой для определения поправки курсоуказания.

Известны принятые за прототип астроинерциальные системы [Г.Квазиус, Ф.Маккэнлесс. "Проектирование систем астронавигации". - М.: Мир, 1970, с.127-133], в которых высота светила измеряется относительно приборной плоскости горизонта, создаваемой инерциальной системой. Основным недостатком прототипа является то, что он помимо оптико-механической части оснащен достаточно сложной и дорогой системой с гироскопами и акселерометрами, создающими большой объем избыточной информации, не обеспечивающей эквивалентного снижения погрешностей.

Задача, которую решает данное изобретение, заключается в минимизации числа чувствительных элементов, обеспечивающих заданную погрешность определения поправки курсоуказания и своего местоположения.

Поставленная задача решается тем, что в непосредственной близости к визирующему устройству устанавливается ортогональная триада акселерометров.

Акселерометры так же, как и установленные на осях карданова подвеса датчики угла, соединены с вычислительным устройством, содержащим блок первичной выработки углов качки, блок прямого преобразования с тремя входами и двумя выходами, Фурье-анализатор с двумя входами, блок обратного преобразования с двумя входами и суммирующее устройство.

Перечисленные элементы соединены между собой, образуя систему вычисления высоты светила и курсового угла на него, выходом которой является первый выход блока прямого преобразования. Акселерометры соединены с первым входом Фурье-анализатора и с блоком первичной выработки углов качки, выход которого соединен с первым входом блока прямого преобразования, второй вход последнего, как и второй вход блока обратного преобразования, соединен с датчиками углов. Замкнутый контур уточнения углов качки образуется за счет последовательного соединения второго выхода блока прямого преобразования с первым входом блока обратного преобразования и выхода последнего - с третьим входом блока прямого преобразования. Блок обратного преобразования с Фурье-анализатором и суммирующим устройством образуют контур поправок путем соединения выхода блока обратного преобразования с вторым входом Фурье-анализатора, выход которого подключен к суммирующему устройству.

Сущность изобретения поясняется чертежом, на котором представлена структурная схема астронавигационной системы. В ее состав входят:

1 - визирующее устройство в кардановом подвесе, содержащее матричный преобразователь ([О.Н.Анучин, И.Э.Комарова, Л.Ф.Порфирьев. «Бортовые системы навигации и ориентации искусственных спутников Земли». - СПб.: ГНЦ РФ ЦНИИ «Электроприбор», 2004, с.238-245]), предназначенный для определения положения объекта относительно оси визирования, определяемого углами ΔЕk, Δqk;

2 - акселерометры с горизонтальной осью чувствительности, предназначенные для измерения ускорений Wx, Wy, содержащих информацию об углах е, ρ наклона вилки карданова подвеса относительно горизонта;

3 - акселерометр с вертикальной осью чувствительности (вертикальный акселерометр), предназначенный для измерения ускорения Wz, содержащего информацию об ускорении орбитального движения W (орбитальном движении корабля);

4 - датчики нестабилизированных углов места Еk и курсового угла qk, измеренных в наклонной системе координат ([С.С.Ривкин "Стабилизация измерительных устройств на качающемся основании". - М.: Наука, 1978, с.123]), предназначенные для измерения углов поворота карданова подвеса;

5 - блок первичной выработки углов качки, предназначенный для грубого определения углов качки ;

6 - блок прямого преобразования ([С.С.Ривкин "Стабилизация измерительных устройств на качающемся основании". - М.: Наука, 1978, с.56]), предназначенный для вычисления стабилизированных угла места и курсового угла , измеряемых в горизонтной системе координат. В этом блоке производится осреднение мгновенных значений углов Еc и qc для получения их математических ожиданий . Для улучшения сходимости процесса вычислений осуществляется осреднение накопленных в процессе вычислений значений и получение ;

7 - Фурье-анализатор, предназначенный для выработки поправок на ускорение орбитального движения

после анализа спектрального состава и фазовых сдвигов углов качки и орбитального движения ;

8 - блок обратного преобразования, предназначенный для выработки углов качки е2 и ρ2 на основе полученных значений и

;

9 - суммирующее устройство, предназначенное для добавления поправок, выработанных Фурье-анализатором, в сигнал блока обратного преобразования.

Система работает следующим образом.

В процессе обсервации на астроориентир наводится визирующее устройство 1 (телескоп, антенна и т.д.). Направление на объект определяется с помощью датчиков угла 4 и матричного преобразователя, находящегося в визирующем устройстве 1. Визирующее устройство 1 помещено в двухосный высотно-азимутальный карданов подвес, на осях которого имеются датчики угла высоты Е и курсового угла q 4. На азимутальной оси карданова подвеса в непосредственной близости к визирующему устройству 1 устанавливаются два акселерометра с горизонтальными осями чувствительности 2 и один акселерометр 3 с вертикальной осью чувствительности. Триада акселерометров поворачивается относительно диаметральной плоскости корабля на курсовой угол q. При этом в сигналах акселерометров

где L - отстояние от центра качаний,

W, W - сигналы горизонтальных акселерометров,

W - сигнал вертикального акселерометра,

содержится информация об углах качки в плоскости наклона оси визирования е и в плоскости наклона оси цапф ρ, зашумленная переменными переносными ускорениями и систематической составляющей, зависящей от связи углов качки и ускорения орбитального движения.

Сигналы акселерометров 2, 3 и датчиков угла 4 подаются в вычислитель, состоящий из элементов 5, 6, 7, 8, 9, с целью сглаживания шума и исключения систематических составляющих из сигналов акселерометров 2.

При обсервации происходит накопление массива данных. Вычисления производятся после обсервации. Результаты вычислений относятся к моменту времени, соответствующему середине обсервации.

Поворот карданова подвеса вокруг азимутальной и высотной осей приводит визирующее устройство в положение, при котором его визирная ось направлена на астроориентир с погрешностями ΔЕk и Δqk. Величина этих погрешностей определяется с помощью матричного преобразователя, находящегося в блоке 1. Так как из-за наличия погрешности Δqk оси чувствительности акселерометров 2 не лежат в плоскости визирования объекта, проходящей через направление на светило и азимутальную ось подвеса, необходимо преобразовать показания акселерометров, связав их с этой плоскостью и получив значения ускорений

где [Δqk] - матрица направляющих косинусов, соответствующая повороту на угол Δqk.

В блоке первичной выработки углов качки 5 осуществляется преобразование координат для выполнения вышеуказанного требования, и первичная выработка углов качки е1 - в наклонной плоскости визирования и ρ1 - в вертикальной плоскости, перпендикулярной плоскости визирования.

Вычисленные в блоке 5 углы качки е1, ρ1 подаются в блок прямого преобразования 6, в котором осуществляется вычисление мгновенных значений высоты светила - стабилизированного Ес и курсового угла на светило - стабилизированного qc

При пеленговании астрономических объектов величины Ес и qc изменяются с частотой вращения Земли, следовательно, за время обсервации можно прибегнуть к линейной интерполяции, предположив, что скорость их изменения постоянна, а средние величины, отнесенные к середине интервала обсервации - константы. Эти константы и вычисляются в этом же блоке 6 прямого преобразования. Вычисляя е2 и ρ2 в блоке обратного преобразования 8 по константам и и переменным сигналам датчиков угла Еk и qk, получим новые значения качки, свободные от помехи, вызванной переносным движением.

Систематическая погрешность определяется в Фурье-анализаторе 7 как среднее значение произведения гармонических составляющих углов качки на ускорение орбитального движения с учетом разности фаз. Разделение углов качки на гармонические составляющие и определение амплитуд и фаз качки и орбитального движения осуществляется в этом же блоке 7. Вычисленные погрешности в виде поправок вводятся через суммирующее устройство в сигнал блока 8.

Вычисления в соответствии с приведенной схемой дают колебательно-сходящийся процесс, поэтому для ускорения схождения реализуется в блоке 6 алгоритм, обеспечивающий осреднение результатов 2-3 итераций.

Технико-экономические преимущества заявленной схемы по сравнению с прототипом заключаются в минимизации количества чувствительных элементов, используемых для решения задач определения поправки курсоуказания и своего местоположения методами пеленгования, при сохранении необходимых точностных характеристик системы. Моделирование показало, что погрешности определения высоты и курсового угла уменьшаются, по сравнению с простым осреднением, на два порядка, в частности при углах качки до 12° погрешности не превышают долей угловых минут.

Похожие патенты RU2378616C1

название год авторы номер документа
ИНЕРЦИАЛЬНО-СПУТНИКОВАЯ СИСТЕМА НАВИГАЦИИ, ОРИЕНТАЦИИ И СТАБИЛИЗАЦИИ 2008
  • Алексеев Сергей Петрович
  • Резниченко Владимир Иванович
  • Малеев Павел Иванович
  • Якушев Артем Анатольевич
RU2375679C2
СПОСОБ СПУТНИКОВОЙ КОРРЕКЦИИ ГИРОСКОПИЧЕСКИХ НАВИГАЦИОННЫХ СИСТЕМ МОРСКИХ ОБЪЕКТОВ 2008
  • Алексеев Сергей Петрович
  • Резниченко Владимир Иванович
  • Малеев Павел Иванович
  • Смирнов Михаил Юрьевич
RU2428659C2
СЕКСТАН 2008
  • Маковеев Вячеслав Борисович
  • Попов Анатолий Борисович
  • Степанов Алексей Петрович
RU2372586C1
СПОСОБ ПОСТРОЕНИЯ АСТРОИНЕРЦИАЛЬНОЙ НАВИГАЦИОННОЙ СИСТЕМЫ 2016
  • Бабурин Сергей Михайлович
  • Силина Валентина Вилениновна
  • Данилов Олег Юрьевич
  • Сивохина Татьяна Евгеньевна
  • Черенков Сергей Анатольевич
RU2641515C2
КОРРЕКТИРУЕМАЯ СИСТЕМА ИНЕРЦИАЛЬНОЙ НАВИГАЦИИ И СТАБИЛИЗАЦИИ 2006
  • Алексеев Сергей Петрович
  • Резниченко Владимир Иванович
  • Катенин Владимир Александрович
  • Титлянов Владимир Александрович
  • Якушев Артем Анатольевич
RU2319930C2
ГИРОГОРИЗОНТКОМПАС 2015
  • Попов Анатолий Борисович
RU2610022C1
ГИРОГОРИЗОНТКОМПАС ДЛЯ ПОДВИЖНОГО ОБЪЕКТА 1993
  • Тиль А.В.
RU2062985C1
Способ определения параметров ориентации объекта при помощи полуаналитической инерциальной навигационной системы с географической ориентацией осей четырехосной гироплатформы 2022
  • Редькин Сергей Петрович
RU2782334C1
Гирокомпас 1991
  • Аврутов Вадим Викторович
  • Дедок Игорь Алексеевич
  • Рыжков Лев Михайлович
  • Шахов Юрий Александрович
SU1797690A3
СПОСОБ ОПРЕДЕЛЕНИЯ УГЛА КУРСА ОБЪЕКТА И САМООРИЕНТИРУЮЩАЯСЯ ГИРОСКОПИЧЕСКАЯ СИСТЕМА КУРСОУКАЗАНИЯ 2000
  • Верзунов Е.И.
  • Болячинов М.Ю.
  • Буров Д.А.
  • Кокошкин Н.Н.
  • Андреев А.Г.
  • Ермаков В.С.
RU2186338C1

Реферат патента 2010 года АСТРОНАВИГАЦИОННАЯ СИСТЕМА

Изобретение относится к области астронавигационных систем, предназначенных для определения стабилизированных угла места и курсового угла на астроориентир, на основании которых определяют поправку курсоуказания и свое местоположение. Техническим результатом изобретения является минимизация числа чувствительных элементов, обеспечивающих заданную погрешность определения поправки курсоуказания и своего местоположения. Система содержит триаду акселерометров, визирующее устройство с датчиками нестабилизированных угла места и курсового угла, блок первичной выработки углов качки, блок прямого преобразования с тремя входами и двумя выходами и блок обратного преобразования с двумя входами, а также Фурье-анализатор с двумя входами и суммирующее устройство. Акселерометры соединены с первым входом Фурье-анализатора и блоком первичной выработки углов качки, выход которого соединен с блоком прямого преобразования. Датчики угла соединены со вторыми входами блоков прямого и обратного преобразований. Соответствующие входы и выходы блоков прямого и обратного преобразований соединены так, что образуется замкнутый контур уточнения углов качки. Выход блока обратного преобразования соединен со вторым входом Фурье-анализатора и через суммирующее устройство - с выходом Фурье-анализатора, образуя контур выработки поправок. Первый выход блока прямого преобразования является выходом всей системы. 1 ил.

Формула изобретения RU 2 378 616 C1

Астронавигационная система, содержащая триаду акселерометров и визирующее устройство с датчиками нестабилизированных угла места и курсового угла, отличающаяся тем, что в систему введен блок первичной выработки углов качки, блок прямого преобразования с тремя входами и двумя выходами, Фурье-анализатор с двумя входами, блок обратного преобразования с двумя входами и суммирующее устройство, причем акселерометры соединены с блоком первичной выработки углов качки, выход которого соединен с первым входом блока прямого преобразования, второй вход которого, как и второй вход блока обратного преобразования, соединен с датчиками углов, Фурье-анализатор установлен с возможностью выработки поправок на ускорение орбитального движения, как среднего значения произведения гармонических составляющих углов качки, определяемых блоком первичной выработки углов качки, второй выход блока прямого преобразования соединен с первым входом блока обратного преобразования, выход которого соединен с третьим входом блока прямого преобразования, образуя замкнутый контур уточнения углов качки, выход блока обратного преобразования соединен также со вторым входом Фурье-анализатора и через суммирующее устройство с выходом Фурье-анализатора, образуя контур выработки поправок, первый выход блока прямого преобразования является выходом всей системы.

Документы, цитированные в отчете о поиске Патент 2010 года RU2378616C1

Центробежный электрический выключатель 1941
  • Панчехин П.Я.
SU73729A1
Оптическая следящая система астрономического телескопа 1980
  • Волков Олег Алексеевич
  • Матросов Виталий Борисович
  • Синченко Анатолий Тимофеевич
  • Симонов Николай Иванович
SU964585A2
RU 93014300 A, 27.07.1995
СПОСОБ НАВИГАЦИИ КОСМИЧЕСКОГО АППАРАТА И УСТРОЙСТВО ДЛЯ ЕГО ОСУЩЕСТВЛЕНИЯ 1996
  • Бауров Ю.А.
  • Огарков В.М.
RU2132042C1
УСТРОЙСТВО ДЛЯ ИЗМЕРЕНИЯ КООРДИНАТ ГЕОМЕТРИЧЕСКОГО ЦЕНТРА ОБЪЕКТА 1985
  • Багдалов З.Х.
  • Пустынский И.Н.
SU1380590A1

RU 2 378 616 C1

Авторы

Корниенко Владимир Яковлевич

Маковеев Вячеслав Борисович

Попов Анатолий Борисович

Ракин Николай Львович

Савик Валентин Феодосьевич

Степанов Алексей Петрович

Янушкевич Владимир Евгеньевич

Даты

2010-01-10Публикация

2008-07-03Подача