АСТРОНАВИГАЦИОННАЯ СИСТЕМА

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 ΔЕ_k, Δq_k;

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

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

4 - датчики нестабилизированных углов места Е_k и курсового угла q_k, 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 Е_c и q_c 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_kн и курсового угла q_kн 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_kн. При этом в сигналах акселерометров

где L - отстояние от центра качаний,

W_xн, W_yн - сигналы горизонтальных акселерометров,

W_zн - 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 ΔЕ_k и Δq_k. Величина этих погрешностей определяется с помощью матричного преобразователя, находящегося в блоке 1. Так как из-за наличия погрешности Δq_k 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 [Δq_k] - матрица направляющих косинусов, соответствующая повороту на угол Δq_k.

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 Е_с и курсового угла на светило - стабилизированного q_c

При пеленговании астрономических объектов величины Е_с и q_c 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 Е_k и q_k, 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.