RU2639583C1 - System of astroinercial navigation - Google Patents

System of astroinercial navigation Download PDF

Info

Publication number
RU2639583C1
RU2639583C1 RU2016145124A RU2016145124A RU2639583C1 RU 2639583 C1 RU2639583 C1 RU 2639583C1 RU 2016145124 A RU2016145124 A RU 2016145124A RU 2016145124 A RU2016145124 A RU 2016145124A RU 2639583 C1 RU2639583 C1 RU 2639583C1
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
output
input
block
teleblock
azimuth
Prior art date
Application number
RU2016145124A
Other languages
Russian (ru)
Inventor
Сергей Михайлович Бабурин
Валентина Вилениновна Силина
Олег Юрьевич Данилов
Татьяна Евгеньевна Сивохина
Сергей Анатольевич Черенков
Original Assignee
Публичное акционерное общество "Московский институт электромеханики и автоматики" (ПАО "МИЭА")
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Публичное акционерное общество "Московский институт электромеханики и автоматики" (ПАО "МИЭА") filed Critical Публичное акционерное общество "Московский институт электромеханики и автоматики" (ПАО "МИЭА")
Priority to RU2016145124A priority Critical patent/RU2639583C1/en
Application granted granted Critical
Publication of RU2639583C1 publication Critical patent/RU2639583C1/en

Links

Images

Classifications

    • G—PHYSICS
    • G01—MEASURING; TESTING
    • G01C—MEASURING DISTANCES, LEVELS OR BEARINGS; SURVEYING; NAVIGATION; GYROSCOPIC INSTRUMENTS; PHOTOGRAMMETRY OR VIDEOGRAMMETRY
    • G01C21/00—Navigation; Navigational instruments not provided for in groups G01C1/00 - G01C19/00
    • G01C21/02—Navigation; Navigational instruments not provided for in groups G01C1/00 - G01C19/00 by astronomical means

Landscapes

  • Physics & Mathematics (AREA)
  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Radar, Positioning & Navigation (AREA)
  • Remote Sensing (AREA)
  • Astronomy & Astrophysics (AREA)
  • Automation & Control Theory (AREA)
  • General Physics & Mathematics (AREA)
  • Navigation (AREA)

Abstract

FIELD: physics.SUBSTANCE: objective is solved through a system of astroinertial navigation consisting of a teleblock placed in a frame of the biaxial gimbal suspension with the sensors of its angles in azimuth and altitude, the engines of processing the angles of its location in azimuth and altitude and installed within the outer gimbal suspension - the horizon repeater, an onboard digital computer, a block of tracking systems of processing the aiming angles of the teleblock containing the first and the second differential circuits, the first and the second correction blocks, a block of calculating the angular amendments, an on-board digital computer connected by the first and the second output to the first inputs of the first and the second differential circuits, the second input of the first differential circuit is connected to the output of the angle sensor of the teleblock gimbal suspension, the second input of the second differential circuit - to the output of the angle sensor of the teleblock gimbal suspension in azimuth, and the outputs - to the inputs of the first and the second correction blocks, the output of the first correction block is connected to the input of the engine of processing the angles of its location in azimuth, the output of the second correction block - to the input of the engine of processing the angles of its location in altitude, the third one - to the third output of the onboard digital computer, the output thereof is connected to the block of calculating the absolute difference value between the estimated and the actual coordinates of the viewed star, the output of which is connected to the input of the block of comparison, the first output of which is connected to the input of the block for calculating the errors of the corrected system and the formation of the readiness feature of the corrective amendments, and the other output of which is connected to the input of the block of the formation of the unreadiness feature of the corrective amendments.EFFECT: improving the accuracy and noise immunity.3 dwg

Description

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.The invention relates to the field of instrumentation, and in particular to astroinertial navigation systems in which the main navigation information (calculated coordinates and course) is corrected by signals from an astroizing device (teleblock), and used as part of on-board equipment of aerospace objects.

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.Known astroinertial navigation system implemented in serial astroinertial systems L14MA and L41, which are part of the navigation aerospace systems VP-021 and N-202, consisting of a teleblock placed in the frame of a biaxial gimbal, equipped with sensors for its angles in azimuth and height, mining engines angles of his exhibition in azimuth and height and installed either on a gyro platform or as part of an external gimbal - a horizon follower (depending on the system design), an on-board computer, a block of tracking systems We work out the pointing angles of the teleblock containing the first and second difference schemes, the first and second correction blocks, as well as the block for calculating the angular corrections, while the on-board computer with the first and second output is connected to the first inputs of the first and second, respectively, difference schemes, while the second the input of the first differential circuit is connected to the output of the angle sensor of the cardan gimbal of the teleblock in height, the second input of the second difference circuit is connected to the output of the angle sensor of the cardan gimbal of the teleblock in azimuth, and the outputs are connected to the inputs of first and second, respectively, correction blocks, while the output of the first correction block is connected to the input of the engine working out the angle of the cardan gimbal of the teleblock in azimuth, the output of the second correction block is connected to the input of the engine of the working out the angle of the cardan gimbal of the teleblock in height, and the block for calculating the angle corrections the first input is connected to the output of the engine working out the angle of the exhibition of the teleblock in azimuth, the second input is connected to the output of the engine working out the engine of the exhibition angle of the teleblock in height, the third input is it is connected to the third output of the onboard computer, and the output is connected to the unit for computing the error vector of the corrected inertial system.

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.In the well-known astroinertial navigation system, in order to determine the errors in the calculation of coordinates and course by the inertial navigation system, two stars are selected from the star catalog recorded in the on-board computer, which are available for sighting at a given point of the object’s location at a given time, their coordinates are calculated, which are subsequently are issued to tracking systems that ensure that the teleblock is exposed at the calculated point determined by the coordinates of the first of the selected stars; it is sighted from by determining the actual (measured) angular coordinates, then exposing the teleblock to a calculated point determined by the coordinates of the second of the selected stars, after which it is sighted with the determination of its actual (measured) angular coordinates, and then the angular corrections representing the differences between the actual (measured) are recalculated the coordinates of the stars and their calculated values, in the error estimates of the inertial navigation system.

Связь между угловыми поправками и кинематическими ошибками инерциальной навигационной системы определяется линейным соотношением:The relationship between the angular corrections and the kinematic errors of the inertial navigation system is determined by the linear relationship:

Figure 00000001
Figure 00000001

или в скалярной форме:or in scalar form:

Figure 00000002
Figure 00000002

гдеWhere

z - вектор угловых поправок;z is the vector of angular corrections;

Р=||β2,β2,β3||т _ вектор кинематических ошибок системы;P = || β 2 , β 2 , β 3 || t _ is the vector of kinematic errors of the system;

Н - матрица связи, структура которой определяется схемой подвеса телеблока и кинематикой отработки его углов наведения;H - communication matrix, the structure of which is determined by the teleblock suspension scheme and the kinematics of working out its pointing angles;

h1, h2, h3 - элементы матрицы Н.h 1 , h 2 , h 3 - elements of the matrix N.

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.To obtain an unambiguous definition of the three components of the vector β, at least three non-degenerate equations (2) are required. Since when viewing one star we get two measurements (two angular corrections), to solve equation (2), measurements of at least two stars are required.

Основным недостатком известной системы является сравнительно невысокая точность определения ошибок инерциальной навигационной системы.The main disadvantage of the known system is the relatively low accuracy of error determination of the inertial navigation system.

Задачей, на решение которой направлено заявленное техническое решение, является создание системы астроинерциальной навигации повышенной точности и помехозащищенности.The task to which the claimed technical solution is directed is to create a system of astroinertial navigation of increased accuracy and noise immunity.

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).The technical result achieved by the implementation of the claimed invention is the provision of selection from a false signal created by any external interference (for example, a bubble of an astrolight or the edge of a cloud illuminated by the sun).

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.The specified technical result is achieved by the fact that the astroinertial navigation system consists of a teleblock placed in the framework of a biaxial gimbal, equipped with sensors for its angles in azimuth and height, engines for working out the angles of its exhibition in azimuth and height and installed as part of an external gimbal - a horizon follower, an on-board computer, a block of tracking systems for working out the angles of guidance of the target axis of the teleblock containing the first and second difference schemes, the first and second correction blocks, and also angle corrections, in this case, the on-board digital computer with the first and second output is connected to the first inputs of the first and second, respectively, difference circuits, while the second input of the first difference circuit is connected to the output of the height-sensitive cardan gimbal angle sensor, the second input of the second difference circuit is connected to the output of the angle sensor of the cardan gimbal of the teleblock in azimuth, and the outputs are connected to the inputs of the first and second, respectively, correction blocks, while the output of the first correction block is connected to the input of the angle working motor the cardan gimbal of the teleblock suspension in azimuth, the output of the second correction unit is connected to the input of the engine for developing the angle of the exhibition cardan gimbal of the teleblock in height, and the block for calculating the angle corrections is connected with the first input to the output of the engine for developing the teleblock exhibition angle in azimuth, the second input is connected to the output of the angle working engine teleblock exhibition in height, the third input is connected to the third output of the onboard computer. In order to improve accuracy and noise immunity, the block for calculating angular corrections is connected to the input of the unit for calculating the absolute value of the difference between the calculated and actual coordinates of the sighted star, the output of which is connected to the input of the comparison unit, the first output of which is connected to the input of the error calculation unit of the corrected system and sign of readiness for corrective amendments, and the other output of which is connected to the input of the block forming the sign of unavailability of corrective amendments.

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:Suppose that during the sighting of the first of the stars selected from the catalog, the star was endorsed and its angular corrections determined, and during the sighting of the second of the stars selected from the catalog, the second star was endorsed and its angular corrections determined. As a criterion for choosing the stars of the working pair (i.e., exactly the pair of stars selected from the catalog), we take the angular distance between the stars endorsed during the sighting sessions or the cosine of this angular distance, which is defined as the scalar product of their Cartesian coordinates:

Figure 00000003
Figure 00000003

гдеWhere

D - угловое расстояние между звездами;D is the angular distance between the stars;

i,j=1,2 - номера визируемых звезд;i, j = 1,2 - numbers of the observed stars;

x1, х2, х3 - декартовы координаты визируемых звезд.x 1 , x 2 , x 3 are the Cartesian coordinates of the stars being sighted.

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:The choice of the Cos (D) function as a criterion is explained by the fact that this function is invariant with respect to any orthogonal transformation. Indeed, for two vectors x 1 and x 2 Cos (D) represents the scalar product:

Figure 00000004
Figure 00000004

ПустьLet be

y1=Ax1,y 1 = Ax 1 ,

y2=Ax2,y 2 = Ax 2 ,

где А - ортогональная матрица.where A is the orthogonal matrix.

ТогдаThen

Figure 00000005
Figure 00000005

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.because At t A = E (due to the orthogonality of A), and the vector β of kinematic errors of the corrected inertial system is three small angles of rotation of the Euler-Krylov initial trihedron around its three axes, which can be described by an orthogonal rotation matrix.

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:In particular, if the azimuth-altitude suspension of the teleblock is considered, in which its guidance angles are defined as the azimuthal angle A, measured in the plane of the local horizon from the north direction of the local meridian against the clock, and angle B (height) is measured from the plane of the local horizon to the zenith, Cartesian coordinates of the star will be determined as:

Figure 00000006
Figure 00000006

А косинус угла между i-й и j-й звездой определится как:And the cosine of the angle between the i-th and j-th star is defined as:

Figure 00000007
Figure 00000007

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.With a different teleblock suspension scheme, determining the angular distance between the stars through the corners of the teleblock exhibition is not difficult. Therefore, for definiteness, we will further consider this suspension scheme.

Варьируя Cos(Dij) по углам Ai, Aj, Bi, Вj получаем:Varying Cos (D ij ) at the angles A i , A j , B i , B j we get:

Figure 00000008
Figure 00000008

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:Since (8) is a variation of Cos (D ij ), in the absence of system errors, which are three small angles of rotation of the original coordinate system B 1 , β 2 , β 3 around its three axes, i.e. are described by the orthogonal rotation matrix of the original coordinate system, ΔCos (D ij ) should ideally be zero. Actually, in the presence of instrumental errors in determining the coordinates of the sighted stars, the working pair is selected by ΔCos (D ij ), not exceeding some given threshold D 0 . The way to verify that a pair of stars selected from the catalog is endorsed is as follows:

1. Запоминаются все измеренные угловые поправки, ΔAi, ΔBi, i=1,2, полученные при проведении визирования двух звезд.1. All measured angular corrections, ΔA i , ΔB i , i = 1.2, obtained during the sighting of two stars are remembered.

2. Вычисляется абсолютное значение ΔCos(Dij), которое сравнивается с заданным порогом D0.2. The absolute value ΔCos (D ij ) is calculated, which is compared with a given threshold D 0 .

3. При выполнении условия:3. When the condition is met:

Figure 00000009
Figure 00000009

принимается решение о том, что завизированы именно звезды, выбранные из каталога.the decision is made that the stars selected from the catalog are endorsed.

Структурная схема предложенной системы астроинерциальной навигации, поясняющая сущность заявленного изобретения, представлена на Фиг. 1, где:The structural diagram of the proposed astroinertial navigation system, explaining the essence of the claimed invention, is presented in FIG. 1, where:

1 - телеблок;1 - teleblock;

2 - датчик угла карданова подвеса телеблока по азимуту;2 - the angle sensor of the cardan suspension of the teleblock in azimuth;

3 - датчик угла карданова подвеса телеблока по высоте;3 - the angle sensor of the cardan suspension of the teleblock in height;

4 - двигатель отработки угла выставки карданова подвеса телеблока по азимуту;4 - engine working out the angle of the exhibition cardan suspension of the teleblock in azimuth;

5 - двигатель отработки угла выставки карданова подвеса телеблока по высоте;5 - engine working out the angle of the exhibition cardan suspension telebloc height;

6 - бортовая ЦВМ;6 - on-board computer;

7 - блок следящих систем отработки углов наведения визирной оси телеблока;7 - block tracking systems working out the angles of pointing the target axis of the teleblock;

8 - первая разностная схема;8 - the first difference scheme;

9 - вторая разностная схема;9 - the second difference scheme;

10 - первый блок коррекции;10 - the first block of correction;

11 - второй блок коррекции;11 - the second block of correction;

12 - блок вычисления угловых поправок;12 is a block calculating angular corrections;

13 - блок вычисления абсолютной величины разницы между расчетными и фактическими координатами визируемой звезды;13 - unit for calculating the absolute value of the difference between the calculated and actual coordinates of the sighted star;

14 - блок сравнения;14 is a block comparison;

15 - блок вычисления ошибок корректируемой системы и формирования признака готовности корректирующих поправок;15 is a block for calculating errors of the corrected system and the formation of the sign of readiness for corrective amendments;

16 - блок формирования признака неготовности корректирующих поправок.16 is a block forming a sign of unavailability of corrective amendments.

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=Ат-Аi, 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.The astroinertial navigation system works as follows: In the on-board digital computer 6, a pair of stars is selected from the recorded star catalog that are available for sighting at a given point of the object’s location at a given time and their Cartesian and angular coordinates are calculated. The calculated angular coordinates A i , B i , i = 1,2 are output to the first inputs of the first and second difference schemes 8 and 9 of the block of tracking systems 7, to the other inputs of which the current angles A t , B t , teleblock 1 from the outputs of the angle sensors cardan suspension of the teleblock in azimuth 2 and height 4. The resulting angle differences ΔА i , ΔВ i , where i = 1,2 is the number of the selected star, are output to the inputs of the first and second correction blocks 10 and 11, forming control signals for cardan engines 4 and 5 a teleblock suspension working out target designations A i , B i issued from the onboard computer. After target designation, the actual angular coordinates A t , B t are output from the output of the teleblock 1, which are fed to the inputs of the block for calculating angular corrections 12, the other inputs of which give the calculated values of A i , B i of these angles, issued from the output of the on-board digital computer 6. Received the differences ΔA = A t -A i , ΔB = B t -B i from the output of the block for calculating angular corrections 12 are issued to the input of block 13, where the module | D ij | (a matrix of the difference between the calculated and actual coordinates of the star), which in block 14 is compared with a given threshold D 0 , and when condition (9) is fulfilled, a sign of correction Corr = 1 is generated in block 15 and the error vector β of the corrected system is calculated, and when if this condition is not met, block Corr = 0 is formed in block 16, indicating the incorrect formation of angular corrections ΔA = A t -A i , ΔB = B t -B i when sighting the first, or second, or both stars.

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.In FIG. Figure 2 shows a graph of ΔCos (D ij ) for errors in determining angular corrections ΔA i , ΔB i , i = 1.2, which are random in nature and distributed according to a uniform law in the range of 0.1 angles. min

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)|.In FIG. Figure 3 shows a graph of ΔCos (D ij ) for the same errors in determining the angular corrections ΔA i , ΔB i , i = 1.2, but between the twelfth and seventeenth measurements the errors in ΔA 1 = 5 angles are simulated. min and ΔB 1 = 1 angle. min As can be seen from the graphs, such errors led to a sharp increase in the value of | ΔCos (D ij ) |.

Claims (1)

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.Astro-inertial navigation system, consisting of a tele-block placed in the framework of a biaxial gimbal, equipped with sensors for its angles in azimuth and height, engines for working out the angles of its exhibition in azimuth and height and installed as part of an external cardan gimbal-horizon repeater, on-board digital computer, and a block of tracking systems working out the guidance angles of the target axis of the teleblock containing the first and second difference schemes, the first and second correction blocks, as well as the block for calculating the angular corrections, with the on-board computer being the first and the second output is connected to the first inputs of the first and second, respectively, differential circuits, while the second input of the first difference circuit is connected to the output of the angle sensor of the gimbal of the teleblock in height, the second input of the second difference circuit is connected to the output of the angle of the cardan suspension of the teleblock in azimuth, and the outputs are connected to the inputs of the first and second, respectively, correction blocks, while the output of the first correction block is connected to the input of the engine working out the angle of the cardan gimbal of the teleblock in azimuth, the output the second correction unit is connected to the input of the engine for working out the angle of the exhibition of the gimbal of the teleblock in height, and the block for calculating the corner corrections with the first input is connected to the output of the engine for working out the angle of the show of the teleblock in azimuth, the second input is connected to the output of the engine for working out the angle of the exhibition of the teleblock for height, the third input is to the third output of the on-board computer, characterized in that the block for calculating the angular corrections is connected to the input of the block for calculating the absolute value of the difference between the calculated and the actual viziruemoy coordinates of stars, whose output is connected to the input of the comparator, the first output of which is connected to the input of the calculation error corrected system and the formation of feature availability corrective adjustments, and the other output is connected to an input unit for generating feature unavailable corrective adjustments.
RU2016145124A 2016-11-17 2016-11-17 System of astroinercial navigation RU2639583C1 (en)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2016145124A RU2639583C1 (en) 2016-11-17 2016-11-17 System of astroinercial navigation

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2016145124A RU2639583C1 (en) 2016-11-17 2016-11-17 System of astroinercial navigation

Publications (1)

Publication Number Publication Date
RU2639583C1 true RU2639583C1 (en) 2017-12-21

Family

ID=63857538

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2016145124A RU2639583C1 (en) 2016-11-17 2016-11-17 System of astroinercial navigation

Country Status (1)

Country Link
RU (1) RU2639583C1 (en)

Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
EP2175237A1 (en) * 2008-10-13 2010-04-14 Honeywell International System and methods for image-based navigation using line features matching
RU2442108C1 (en) * 2010-10-27 2012-02-10 Открытое акционерное общество "Московский институт электромеханики и автоматики" Method and device for celestial-inertial navigation
RU141801U1 (en) * 2013-12-13 2014-06-10 Общество с ограниченной ответственностью "Научно-производственный комплекс "Электрооптика" (ООО "НПК "Электрооптика") ASTROINERCIAL NAVIGATION SYSTEM
RU2582309C1 (en) * 2015-03-23 2016-04-20 Акционерное общество "Московский институт электромеханики и автоматики" (АО "МИЭА") Astronomical sighting system
RU2586443C1 (en) * 2015-03-23 2016-06-10 Акционерное общество "Московский институт электромеханики и автоматики" (АО "МИЭА") Astronomical sighting method

Patent Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
EP2175237A1 (en) * 2008-10-13 2010-04-14 Honeywell International System and methods for image-based navigation using line features matching
RU2442108C1 (en) * 2010-10-27 2012-02-10 Открытое акционерное общество "Московский институт электромеханики и автоматики" Method and device for celestial-inertial navigation
RU141801U1 (en) * 2013-12-13 2014-06-10 Общество с ограниченной ответственностью "Научно-производственный комплекс "Электрооптика" (ООО "НПК "Электрооптика") ASTROINERCIAL NAVIGATION SYSTEM
RU2582309C1 (en) * 2015-03-23 2016-04-20 Акционерное общество "Московский институт электромеханики и автоматики" (АО "МИЭА") Astronomical sighting system
RU2586443C1 (en) * 2015-03-23 2016-06-10 Акционерное общество "Московский институт электромеханики и автоматики" (АО "МИЭА") Astronomical sighting method

Similar Documents

Publication Publication Date Title
Shen et al. Optical Flow Sensor/INS/Magnetometer Integrated Navigation System for MAV in GPS‐Denied Environment
Dumble et al. Efficient terrain-aided visual horizon based attitude estimation and localization
US9513130B1 (en) Variable environment high integrity registration transformation system and related method
Rad et al. Optimal attitude and position determination by integration of INS, star tracker, and horizon sensor
US20120203519A1 (en) Method for calculating a navigation phase in a navigation system involving terrain correlation
Johnson et al. Combining stereo vision and inertial navigation for automated aerial refueling
Yang et al. Aided inertial navigation with geometric features: Observability analysis
Delaune et al. Extended navigation capabilities for a future mars science helicopter concept
JPH0710090A (en) Method and device for securing information on maneuvering of aircraft
Andert et al. On the safe navigation problem for unmanned aircraft: Visual odometry and alignment optimizations for UAV positioning
Guangcai et al. An iterative Doppler velocity log error calibration algorithm based on Newton optimization
Chu et al. Performance comparison of tight and loose INS-Camera integration
DeGregoria Gravity gradiometry and map matching: An aid to aircraft inertial navigation systems
Zhao et al. Distributed filtering-based autonomous navigation system of UAV
RU2639583C1 (en) System of astroinercial navigation
RU2440595C1 (en) Method and apparatus for controlling pilot-navigation system
Zhang et al. An Integration Method of Inertial Navigation System and Three‐Beam Lidar for the Precision Landing
Shmatko et al. Estimation of rotation measurement error of objects using computer simulation
Binder Construction of a geographically oriented horizon trihedron in gyroscopic orientation systems intended to aid navigation dead reckoning part 1. Gyroscopic orientation with a correctable pendulum. Implementation in a free gyroscope
Hoshizaki et al. Performance of Integrated Electro‐Optical Navigation Systems
RU2348011C1 (en) Navigation system
RU2641619C1 (en) Method of astrocorrection
RU2713582C1 (en) Method for optimal estimation of errors of an inertial navigation system and its correction on a fixed ground landmark with known geographical coordinates
RU2684710C1 (en) Aircraft ins errors correction system by the area road map
CN113218387A (en) Terrain reference navigation system with universal terrain sensors for correcting inertial navigation solutions