СПОСОБ АСТРОКОРРЕКЦИИ Российский патент 2018 года по МПК G01C21/02 

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.

Известен способ астрокоррекции (реализованный посредством системы астроинерциальной навигации серийных астроинерциальных систем Л14МА и Л41, входящих в состав навигационных пилотажных комплексов ВП-021 и Н-202), заключающийся в том, что 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 (фактических) 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, а затем угловые поправки, полученные при визировании первой и второй звезды, пересчитываются в ошибки корректируемой системы.

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

или в скалярной форме

где z - вектор угловых поправок;

- 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 известного способа является сравнительно невысокая точность определения ошибок инерциальной навигационной системы.

Задачей, на решение которой направлено изобретение, является создание способа астрокоррекции с повышенной точностью и помехозащищенностью.

Техническим результатом, достигаемым при осуществлении 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 способ астрокоррекции заключается в том, что 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. При этом с целью повышения помехозащищенности и точности 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 непревышении этого значения формируется признак разрешения коррекции и проводится пересчет этих угловых поправок в оценкеошибок корректируемой инерциальной системы.

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, x₂, x₃ - 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,

у₂=Ах₂,

где А - ортогональная матрица.

Тогда

т.к. А^ТА=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 углы 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

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(D_ij) по углам A_i, A_j, B_i, B_j, получаем

Поскольку (8) представляет собой вариацию Cos(D_ij), то при отсутствии ошибок системы, которые представляют собой три малых угла поворота исходной системы координат β₁, β₂, β₃ вокруг трех ее осей, т.е. описываются ортогональной матрицей разворота исходной системы координат, ΔCos(D_ij) в идеале должен быть равен нулю. Реально, при наличии инструментальных ошибок определения координат визируемых звезд рабочая пара выбирается по ΔCos(D_ij), 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, ΔA_i, ΔB_i, i=1, 2, полученные при проведении визирования двух звезд.

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

3. При выполнении условия

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

Возможность осуществления предложенного способа астрокоррекции может быть обеспечена посредством системы астроинерциальной навигации, сущность которой представлена в виде блок-схемы на фиг. 1.

В состав системы астроинерциальной навигации структурно входят:

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 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.

Предложенный способ астрокоррекции осуществляется следующим образом.

В бортовой ЦВМ 6 из 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 А_i, В_i, 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 А_т, В_т, телеблока 1 с выходов датчиков углов карданова подвеса телеблока по азимуту 2 и высоте 4. Полученные разности углов ΔA_i, ΔB_i, 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 A_i, B_i, выдаваемые из бортовой ЦВМ. После отработки целеуказаний с выхода телеблока 1 выдаются фактические угловые координаты A_т, В_т, которые поступают на входы блока вычисления угловых поправок 12, на другие входы которого выдаются расчетные значения A_i, B_i этих углов, выдаваемые с выхода бортовой ЦВМ 6. Полученные разности ΔA=A_т-A_i, ΔB=B_т-B_i с выхода блока вычисления угловых поправок 12 выдаются на вход блока 13, где вычисляется модуль (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=A_т-A_i, ΔB=B_т-B_i при визировании первой, либо второй, либо обеих звезд.

На фиг. 2 представлен график ΔCos(D_ij) при ошибках определения угловых поправок ΔA_i, ΔB_i, i=1, 2, имеющих случайный характер и распределенных по равномерному закону в диапазоне 0,1 угл. мин.

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

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.

Способ астрокоррекции, заключающийся в том, что 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, отличающийся тем, что 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 непревышении этого значения формируется признак разрешения коррекции и проводится пересчет этих угловых поправок в оценке ошибок корректируемой инерциальной системы.