RU2378617C1 - Способ космической навигации и устройство для его осуществления - Google Patents
Способ космической навигации и устройство для его осуществления Download PDFInfo
- Publication number
- RU2378617C1 RU2378617C1 RU2008142206/28A RU2008142206A RU2378617C1 RU 2378617 C1 RU2378617 C1 RU 2378617C1 RU 2008142206/28 A RU2008142206/28 A RU 2008142206/28A RU 2008142206 A RU2008142206 A RU 2008142206A RU 2378617 C1 RU2378617 C1 RU 2378617C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- coordinates
- output
- zenith angle
- input
- angle
- Prior art date
Links
Images
Landscapes
- Navigation (AREA)
Abstract
Изобретение относится к области приборостроения и может найти применение в системах космической навигации для определения координат местоположения подвижного объекта, например летательного аппарата. Технический результат - повышение точности. Для достижения данного результата в качестве астроориентиров используют искусственные спутники Земли (ИСЗ). При этом осуществляют измерение зенитных углов пеленгуемых ИСЗ, приведение измеренного зенитного угла к центральному зенитному углу, определение по измеренному и приведенному углу и координатам ИСЗ координат местоположения летательного аппарата. 2 н.п. ф-лы, 2 ил.
Description
Изобретение относится к области навигации определений и может быть использовано для определения координат местоположения подвижного объекта, например летательного аппарата (ЛА).
Известен способ навигационных определений, основанный на стабилизации астротелескопа относительно местной вертикали, пеленгации навигационной звезды, измерениях курсового угла звезды и вычислении курса подвижного объекта - ЛА [1].
Недостатками данного способа являются:
недостаточное число определяемых навигационных параметров, а следовательно, невозможность определения координат и счисления пути;
низкая точность навигационных определений.
Наиболее близкими к изобретению являются способ и устройство навигационных определений [2], основанных на стабилизации астротелескопа с помощью гиростабилизированной платформы через систему наведения и следящую систему относительно местной вертикали, поочередной пеленгации навигационных звезд (астроориентиров), измерении зенитных углов каждой из звезд, вычислении по измеренному углу (h) и координатам звезды (d, a) координат местоположения подвижного объекта - ЛА (F, L) из выражения вида
hi=arcsin[sin(di)sin(F)+cos(di)cos(F)cos(L-ai)], где i=1, 2 [2].
Устройство, принятое за прототип, содержит гиростабилизированную платформу, следящую систему, блок и систему наведения, причем механический выход гиростабилизированной платформы через систему наведения и следящую систему соединен с механическим входом астротелескопа, первых вход блока вычисления углов связан с электрическим выходом следящей системы, а второй - с внешним источником информации, выход блока вычисления углов связан с выходом блока вычисления координат, выход которого является выходом заявляемого устройства.
Недостатками данных способа и устройства являются низкая точность определения координат местоположения и длительное время пеленгации для достижения требуемой точности.
В основу заявляемого изобретения положена задача повышения точности определения координат местоположения ЛА и сокращение времени пеленгации астроориентира для достижения требуемой точности определения координат ЛА, что и является технической задачей изобретения.
Технический результат изобретения достигается тем, что в способе космической навигации, включающем стабилизацию астротелескопа, с помощью гиростабилизированной платформы через систему наведения и следящую систему, относительно местной вертикали, поочередную пеленгацию нескольких астроориентиров, измерение зенитного угла каждого из них, вычисление по измеренному зенитному углу и координатам астроориентиров координат местоположения подвижного объекта (ЛА), на котором установлен астросекстант, в качестве астроориентира используют искусственные спутники Земли (ИСЗ) и производят измерение зенитного угла каждого из пеленгуемых искусственных спутников Земли, отсчитываемого от построенной на подвижном объекте местной вертикали, приведение измеренного зенитного угла к центральному зенитному углу путем вычисления центрального зенитного угла с вершиной в центре Земли, вычисление по измеренному и вычисленному зенитным углам и координатам искусственных спутников Земли координат местоположения подвижного объекта (ЛА), на котором установлен астросекстант.
Предложено использование в качестве астроориентиров вместо звезд искусственных спутников Земли.
Реализуется заявляемый способ в устройстве, содержащем гиростабилизированную платформу, следящую систему, блок и систему наведения, причем механический выход гиростабилизированной платформы через систему наведения и следящую систему соединен с механическим входом астротелескопа, первых вход блока вычисления углов связан с электрическим выходом следящей системы, а второй - с внешним источником информации, выход блока вычисления углов связан с выходом блока вычисления координат, выход которого является выходом заявляемого устройства, электрический вход астротелескопа через систему наведения связан с выходом блока наведения, первый вход которого связан с внешним источником информации, а второй - с электрическим выходом гиростабилизированной платформы.
Новыми признаками, обладающими существенными отличиями в способе, являются следующие действия:
1. Использование в качестве астроориентира искусственных спутников Земли.
2. Приведение измеренного зенитного угла к центральному зенитному углу.
3. Определение по измеренным и вычисленным углам и координатам ИСЗ координат местоположения ЛА,
и следующие элементы устройства:
1. Блок наведения, причем электрический вход астротелескопа связан с выходом блока наведения, первый вход которого связан с внешним источником информации, а второй - с электрическим выходом гиростабилизированной платформы.
Применение существующих и всех новых признаков позволяет повысить точность навигации и сократить время пеленгации астроориентира за счет того, что в качестве астроориентира вместо навигационной звезды используется подвижный объект - ИСЗ.
Указанное утверждение основано на известном факте, что угловая скорость низко- и среднеорбитальных ИСЗ значительно больше углового перемещения звезды, а информативность измерения тем выше, чем больше угловая скорость линии визирования, следовательно, информативность ИСЗ как астроориентира значительно выше, чем навигационной звезды.
Так же известно, что точность навигационных определений и время обработки информации определяются информативностью измерений, обеспечивающих эти определения, т.е. наблюдаемостью измерений, а она тем выше, чем выше информативность [3].
На фиг.1 приведена схема пеленгации астроориентиров, поясняющая предложенный способ.
На фиг.2 - блок-схема устройства для реализации способа космической навигации.
Сущность предлагаемого способа космической навигации поясняет устройство для его реализации.
Устройство космической навигации содержит гиростабилизированную платформу 1, механический выход которой через систему наведения 2 и следящую систему 3 соединен с механическим входом астротелескопа 4, электрический вход которого через систему наведения 2 связан с выходом блока наведения 5, первый вход которого связан с внешним источником информации, а второй - с электрическим выходом гиростабилизированной платформы, первый вход блока 6 вычисления углов связан с электрическим выходом следящей системы 3, а второй - с внешним источником информации, выход блока 6 вычисления углов связан с входом блока 7 вычисления координат, выход которого является выходом предлагаемого устройства.
Гиростабилизированная платформа 1, система наведения 2, следящая система 3, астротелескоп 4, блок наведения 5 - известны [3, 4]. Блок 6 вычисления углов реализует выражения (4)-(8). Блок 7 вычисления координат реализует выражения (1)-(3).
С помощью гиростабилизированной платформы 1 через систему наведения 2 и следящую систему 3 осуществляется стабилизация астротелескопа 4 относительно местной вертикали. В блоке 5 наведения по дополнительной информации о координатах ИСЗ XC УС, ZC и углам ориентации ЛА от гиростабилизированной платформы 1 вычисляются углы наведения a, d на ИСЗ, которые поступают в систему наведения 2. Система наведения 2 через следящую систему 3 разворачивает астротелескоп 4 по линии визирования на ИСЗ, который захватывает спутник и с помощью системы 3 сопровождает его. При этом происходит измерение зенитного угла ИСЗ bс относительно местной вертикали, информация о котором поступает в блок 6 вычисления углов. В блоке 6 вычисления углов осуществляется приведение измеренного зенитного угла bс к центральному зенитному углу bс вершиной в центре Земли. Аналогичным образом производится пеленгация еще одного или двух ИСЗ, в зависимости от необходимости определения двух или трех координат местоположения и измерения их зенитных углов. Информация о зенитных углах bс и центральных зенитных углах bi поступает в блок 7 вычисления координат, в котором осуществляется определение координат местоположения (X, Y, Z) ЛА согласно выражений вида:
где R=X+Y+Z, Rc=Xc+Yc+Zc; Ro=(Xc-X)+(Yc-Y)+(Zc-Z), X, Y, Z - координаты подвижного объекта - ЛА, Xc, Yс, Zc - координаты ИСЗ, i=1, 2, 3.
Таким образом, выполняя поочередную пеленгацию трех ИСЗ, получим систему шести уравнений, решая которую, можно определить три координаты подвижного объекта в земной прямоугольной системе координат.
Пересчет прямоугольных координат X, Y, Z в географические F, L, R возможен путем решения следующей системы уравнений:
где R1 - радиус - вектор подвижного объекта.
Вывод выражений (1), (2) проведен, используя схему пеленгации, изображенную на фиг.1.
Согласно фиг.1 можно записать
Приравнивая правые части, получим
После преобразования (5) выражение для определения зенитного угла bс примет вид
Выражение для определения зенитного угла b, согласно фиг.1, имеет вид
Из (7) следует
Применение заявленного изобретения позволяет повысить точность определения координат местоположения подвижного объекта - ЛА - за счет увеличения информативности измерений, выполняемых по подвижному объекту ИСЗ. Достоверность повышения точности заявляемым способом подтверждается указанными выше известными фактами по процессу пеленгации ИСЗ в сравнении со звездами и теорией информативности измерений. Кроме того, авторами проведены сравнительные исследования методом математического моделирования способа, изложенного в прототипе, и предлагаемого способа, при одних и тех же начальных ошибках измерения и условиях. В результате получено, что для ИСЗ с периодом обращения Т=120 мин предложенный способ позволяет повысить точность определения координат ЛА в 1,9-2 раза, а также в 2-2,5 раза уменьшить время пеленгации для достижения требуемой точности.
Источники информации
1. Помыкаев И.И., Селезнев В.П., Дмитроченко Д.А. Навигационные приборы и системы. - М.: Машиностроение, 1983, с.201-202.
2. Помыкаев И.И., Селезнев В.П., Дмитроченко Д.А. Навигационные приборы и системы. - М.: Машиностроение, 1983, с.214-215 (прототип).
3. Малышев В.В., Красильников М.Н., Карлов В.И. Оптимизация наблюдения и управления летательных аппаратов. - М.: Машиностроение, 1989, 311 с.
4. Авиационные приборы и навигационные системы / под ред. О.А.Бабича.- М.: ВВИА им. Н. Е. Жуковского, 1981, 648 с.
Claims (2)
1. Способ космической навигации, включающий стабилизацию астротелескопа, с помощью гиростабилизированной платформы через систему наведения и следящую систему, относительно местной вертикали, поочередную пеленгацию нескольких астроориентиров, измерение зенитного угла каждого из них, вычисление по измеренному зенитному углу и координатам астроориентиров координат местоположения подвижного объекта, на котором установлен астросекстант, отличающийся тем, что в качестве астроориентира используют искусственные спутники Земли (ИСЗ), измерение зенитного угла каждого из пеленгуемых ИСЗ, отсчитываемого от построенной на подвижном объекте местной вертикали, приведение измеренного зенитного угла к центральному зенитному углу путем вычисления центрального зенитного угла с вершиной в центре Земли, вычисление по измеренному и вычисленному зенитным углам и координатам искусственных спутников Земли координат местоположения подвижного объекта (ЛА), на котором установлен астросекстант.
2. Устройство для космической навигации содержит гиростабилизированную платформу, механический выход которой через систему наведения и следящую систему соединен с механическим входом астротелескопа, первый вход блока вычисления углов связан с электрическим выходом следящей системы, а второй - с внешним источником информации, выход блока вычисления углов связан с входом блока вычисления координат, выход которого является выходом предлагаемого устройства, отличающееся тем, что электрический вход астротелескопа через систему наведения связан с выходом блока наведения, первый вход которого связан с внешним источником информации, а второй - с электрическим выходом гиростабилизированной платформы.
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2008142206/28A RU2378617C1 (ru) | 2008-10-23 | 2008-10-23 | Способ космической навигации и устройство для его осуществления |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2008142206/28A RU2378617C1 (ru) | 2008-10-23 | 2008-10-23 | Способ космической навигации и устройство для его осуществления |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2378617C1 true RU2378617C1 (ru) | 2010-01-10 |
Family
ID=41644299
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2008142206/28A RU2378617C1 (ru) | 2008-10-23 | 2008-10-23 | Способ космической навигации и устройство для его осуществления |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2378617C1 (ru) |
-
2008
- 2008-10-23 RU RU2008142206/28A patent/RU2378617C1/ru active
Non-Patent Citations (1)
| Title |
|---|
| ПОМЫКАЕВ И.И, СЕЛЕЗНЕВ В.П., ДМИТРОЧЕНКО Д.А. Навигационные приборы и системы. - М.: Машиностроение, 1983, с.214-215 МАЛЫШЕВ В.В., КРАСИЛЬНИКОВ М.Н., КАРЛОВ В.И. Оптимизация наблюдения и управления летательных аппаратов. - М.: Машиностроение, 1989, 311 с. Авиационные приборы и навигационные системы / под ред. О.А.БАБИЧА - М.: ВВИА им. Н. Е. Жуковского, 1981, 648 с. Инженерный справочник по космической технике / Под ред. А.В.СОЛОДОВА - М., Воениздат, МО СССР, 1969, с.350-361. * |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| Biezad | Integrated navigation and guidance systems | |
| CN101893440B (zh) | 基于星敏感器的天文自主导航方法 | |
| RU2395061C1 (ru) | Способ определения местоположения подвижных объектов и комплексированная навигационная система для его реализации | |
| Mostafa et al. | A novel GPS/RAVO/MEMS-INS smartphone-sensor-integrated method to enhance USV navigation systems during GPS outages | |
| CN103438890B (zh) | 基于tds与图像测量的行星动力下降段导航方法 | |
| Gou et al. | INS/CNS integrated navigation based on corrected infrared earth measurement | |
| CN104504240A (zh) | 航天器总装精度测量计算方法 | |
| RU2611564C1 (ru) | Способ навигации летательных аппаратов | |
| CN103017772A (zh) | 一种基于可观性分析的光学和脉冲星融合自主导航方法 | |
| US20140249750A1 (en) | Navigational and location determination system | |
| RU2539140C1 (ru) | Интегрированная бесплатформенная система навигации средней точности для беспилотного летательного аппарата | |
| CN102607563B (zh) | 利用背景天文信息对于航天器进行相对导航的*** | |
| Mahmoud et al. | Integrated INS/GPS navigation system | |
| Emel’yantsev et al. | Improving the accuracy of GPS compass for small-sized objects | |
| CN103630109A (zh) | 一种基于星光折射确定地心矢量的方法 | |
| RU2566379C1 (ru) | Способ определения величины атмосферной рефракции в условиях космического полета | |
| RU2308681C1 (ru) | Гироскопическая навигационная система для подвижных объектов | |
| RU2568937C2 (ru) | Способ и система космической навигации | |
| RU2378617C1 (ru) | Способ космической навигации и устройство для его осуществления | |
| RU2617147C1 (ru) | Способ начального ориентирования гироскопической навигационной системы для наземных подвижных объектов | |
| RU2502049C1 (ru) | Малогабаритная бесплатформенная инерциальная навигационная система средней точности, корректируемая от системы воздушных сигналов | |
| RU2340874C1 (ru) | Способ навигации летательных аппаратов | |
| RU2623667C1 (ru) | Способ навигационных астрономических измерений координат местоположения подвижного объекта и устройство для его реализации | |
| Ding et al. | Novel transfer alignment of shipborne gimbaled inertial navigation systems | |
| RU2282826C1 (ru) | Способ автономного измерения вектора угловой скорости |