UA59494C2

UA59494C2 - Спосіб визначення положення осей координат інерціальної навігаційної системи об'єкта відносно базової системи (варіанти)

Info

Publication number: UA59494C2
Application number: UA2002021655A
Authority: UA
Inventors: Анатолій Стєпановіч Карпов; Анатолий Степанович Карпов; Владімір Сєргєєвіч Рачук; Владимир Сергеевич Рачук; Робєрт Константіновіч Іванов; Роберт Константинович Иванов; Юрій Владіміровіч Монахов; Юрий Владимирович Монахов; Міхаіл Марковіч Ковалєвскій; Михаил Маркович Ковалевский; Андрєй Владіміровіч Борісов; Андрей Владимирович Борисов
Original assignee: Анатолій Стєпановіч Карпов; Анатолий Степанович Карпов; Владімір Сєргєєвіч Рачук; Владимир Сергеевич Рачук; Робєрт Константіновіч Іванов; Роберт Константинович Иванов
Priority date: 1999-07-29
Filing date: 1999-07-29
Publication date: 2003-09-15
Also published as: WO2001009637A1; US6650287B1; EP1207403A4; AU6489099A; EP1207403A1

Abstract

Спосіб, що пропонується, визначення положення осей координат інерціальної системи (2) об'єкта (1) відносно базової системи координат (3) і його варіанти відносяться до області навігації різних об'єктів, рухомих в інерціальному просторі, що мають на борту інерціальну навігаційну систему (літаки, космічні апарати, автомобілі, морські судна). Спосіб, що пропонується, визначення положення осей координат інерціальної навігаційної системи (2) об'єкта (1) відносно базової системи координат (3), що включає навігаційні вимірювання об'єкта, рухомого в інерціальному просторі, відрізняється тим, що - в базовій системі координат (3) і в інерціальній системі координат (2) об'єкта (1) в моменти часу t(i) і ti+1 вимірюють координати або/і вектор швидкості рухомого об'єкта (1) в системі координат Глобальної навігаційної системи типу "Глонас" або/і "Navstar" (4), вибраній як базова система координат (3); - на дільниці траєкторії об'єкта ti-ti+1 вимірюють вектор прискорення в інерціальній системі координат (2) об'єкта (1), по якому визначають координати або/і швидкість об'єкта (1) в ті ж моменти часу ti і ti+1; - в моменти часу tj і tj+1 на дільниці траєкторії об'єкта (1), не паралельній дільниці попередніх навігаційних вимірювань, проводять аналогічні визначення координат або/і швидкості об'єкта в базовій системі координат (3) і в інерціальній системі координат (2) об'єкта (1); - потім по отриманих координатах або/і швидкостях на кожній дільниці траєкторії ti-ti+1 і tj-tj+1, яких вибирають, принаймні, дві, визначають вектори переміщення об'єкта Li, Lj або/і приріст швидкості ΔVi, ΔVj, об'єкта в базовій системі координат (3) LiB, LjB, ΔViB, ΔVjB і в інерціальній системі координат (2) об'єкта (1) LiU, LjU, ΔViU, ΔVjU; - після чого, по цих переміщеннях або/і приростах швидкості визначають матрицю переходу між базовою системою координат (3) і інерціальною системою координат (2) об'єкта (1), а по її компонентах визначають положення осей координат інерціальної навігаційної системи (2) об'єкта (1) відносно базової (3). У разі прямолінійного руху об'єкта (1) здійснюють його маневр для отримання, принаймні, двох не паралельних дільниць траєкторії, на яких проводять навігаційні вимірювання. Запропонований спосіб дозволяє істотно збільшити точність і забезпечує всепогодність його реалізації.

Description

Опис винаходу

Винахід, що пропонується відноситься до області навігації різних об'єктів, рухомих в інерціальному 2 просторі і що мають на борту інерціальну навігаційну систему.

До таких об'єктів можуть відноситися наземні і морські транспортні засоби (автомобілі, судна), а також повітряні і космічні літальні апарати (літаки, ракети, космічні апарати).

Відомий спосіб визначення положення триосної навігаційної системи по одночасних вимірюваннях гравітаційного прискорення і кутовій швидкості обертання Землі |11.

Спосіб використовується, в основному, для початкового виставлення інерціальних систем нерухомих відносно Землі об'єктів, причому як базову часто приймають географічну систему координат. Спосіб не може бути застосований для рухомих об'єктів, що відчувають прискорення і кутові швидкості.

Відомий спосіб визначення положення триосної навігаційної системи відносно базової системи координат, заданої відомими оптичними напрямами (21. 12 Спосіб використовується як для початкового виставлення осей навігаційної системи нерухомих об'єктів у відомих напрямах, наприклад, на вибрані зірки, так і в процесі рушення об'єкта.

Відомий також спосіб астронавігації по патенту Мо2033949 РФ (МКИЗ Вб640, 1/24) що включає поєднання загальної площини чутливості датчиків Землі і Полярної зірки, що містить подовжню вісь космічного апарату, з площиною "центр Землі - апарат - Полярна зірка" (на основі виміряних кутових непогоджень по каналах тангажа, рискання і крену), при цьому визначається інерціальна довгота місцеположення апарату по азимуту кута повороту в полі зору зоряного датчика вибраної зірки навколо напряму "апарат - Полярна зірка" відносно бази відліку і з урахуванням інерціальної довготи цієї бази, параметри якої запам'ятовуються. При цьому база відліку - площина, що містить напрями "апарат-Полярна зірка" і "апарат - навігаційна зірка", характеризується інерціальною довготою, рівною прямому сходженню Полярної зірки, і розгорнена відносно загальної площини с 29 чутливості датчиків Землі і Полярної зірки на кут, рівний куту між площиною, що містить напрям "центр Землі- (9

Полярна зірка" і "центр Землі - полюс Світу і площиною, що містить напрям "центр Землі - Полярна зірка" і "центр Землі - навігаційна зірка".

Однак ці способи вимагають наявності на борту об'єкта оптичних засобів, наприклад, астровізирів, і дотримання умов видимості оптичних орієнтирів. Для наземних об'єктів і літальних апаратів в атмосфері, З 3о схильних до впливів метеоумов, застосування оптичних засобів обмежує використання способу. Ге)

Найбільш близьким аналогом способу, що пропонується визначення положення осей координат інерціальної навігаційної системи об'єкта відносно базової системи координат є спосіб, заснований на одночасному т вимірюванні вектора прискорення в базовій системі і системі, що визначається |З). Причому, вектор прискорення (Ге) вимірюється, принаймні, в двох точках траєкторії, де виміряні вектора прискорення не паралельні.

Спосіб може використовуватися тільки в тих випадках, коли базова система координат і система координат й об'єкта відчувають одне і те саме прискорення, тобто носій базової системи і об'єкт пов'язані механічно і рухаються по єдиній траєкторії. Наприклад, літак (об'єкт) на палубі авіаносця (носія базової системи), ракета (об'єкт) на борту літака-носія (носія базової системи). « й Спосіб має практичне значення в тих випадках, коли базова система координат відома з кращою точністю, -о ніж система координат об'єкта, а також коли точність базової системи координат достатня для виконання с навігаційної задачі об'єкта. :з» На практиці часто ці умови не виконуються і спосіб не може бути застосований, наприклад, ракета носій повинна мати точність орієнтації осей інерціальної системи не гірше одиниць кутових хвилин, в той час як літак-носій до моменту запуску ракети-носія може мати орієнтацію осей базової системи координат з погрішністю с 15. десятки кутових хвилин.

Задачею винаходу, що пропонується, є підвищення точності і надійності визначення положення осей (Се) координат інерціальної навігаційної системи рухомого об'єкта, забезпечення всепогодності цього визначення. їз Дана задача досягається тим, що в способі по варіанту 1 визначення положення осей координат інерціальної навігаційної системи об'єкта відносно базової системи координат, що включає навігаційні вимірювання об'єкта, (Се) 50 рухомого в інерціальному просторі, в базовій системі координат і в інерціальній системі координат об'єкта

І» - в моменти часу їі К,ї1 вимірюють координати рухомого об'єкта в системі координат Глобальної навігаційної системи типу "Глонас" або/і "Маузіаг", вибраній як базова система координат; - на дільниці траєкторії об'єкта 5 - 5,141 вимірюють вектор прискорення в інерціальній системі координат об'єкта, по якому визначають координати об'єкта в ті ж моменти часу і, і 5.4; 59 - в моменти часу б і 5.4 на дільниці траєкторії об'єкта, не паралельній дільниці попередніх навігаційних

ГФ) вимірювань, проводять аналогічні вимірювання координат об'єкта в базовій системі координат і в інерціальній 7 системі координат об'єкта; - потім по отриманих координатах на кожній дільниці траєкторії ї; - (і | - бе, яких вибирають, принаймні, бо дві, визначають вектора переміщення об'єкта |, І в базовій системі координат її, т і в інерціальній системі координат об'єкта Ч, Ч - після чого визначають матрицю переходу між базовою системою координат і інерціальною системою координат об'єкта з системи рівнянь

А

65 ву

ЦеАЦ,

Ме1...п, їі, де А-матриця переходу з базової системи координат в інерціальну систему координат об'єкта, п - кількість дільниць траєкторії; - при цьому, по компонентах матриці А визначають положення осей координат інерціальної навігаційної системи об'єкта відносно базової.

У способі, що пропонується по варіанту 2 визначення положення осей координат інерціальної навігаційної системи об'єкта відносно базової системи координат, що включає навігаційні вимірювання об'єкта, рухомого в інерціальному просторі, в базовій системі координат і в інерціальній системі координат об'єкта 70 - в моменти часу ї і 5,141 вимірюють вектор швидкості рухомого об'єкта в системі координат Глобальної навігаційної системи типу Тлонас" або/і "Маузіаг", вибраній як базова система координат; - на дільниці траєкторії об'єкта 5 - 5,141 вимірюють вектор прискорення в інерціальній системі координат об'єкта, по якому визначають вектор швидкості об'єкта в ті ж моменти часу б і б.4; - в моменти часу б і 5,1 на дільниці траєкторії об'єкта, не паралельній дільниці попередніх навігаційних 7/5 Вимірювань, проводять аналогічні вимірювання вектора швидкості об'єкта в базовій системі координат і в інерціальній системі координат об'єкта; - потім по отриманих векторах швидкостей на кожній дільниці траєкторії 5 - (4 і 5 ен, яких вибирають, принаймні, дві, визначають прирости вектора швидкості об'єкта лм, АМ,, в базовій системі координат М, М, і в інерціальній системі координат об'єкта А, М: - після чого визначають матрицю переходу між базовою системою координат і інерціальною системою координат об'єкта з системи рівнянь:

АМІ АЛ, в у с

АМ|І А,

Ме1...п, їі, і) де А - матриця переходу з базової системи координат в інерціальну систему координат об'єкта, п - кількість дільниць траєкторії; - при цьому, по компонентах матриці А визначають положення осей координат інерціальної навігаційної «І системи об'єкта відносно базової.

У способі, що пропонується по варіанту З визначення положення осей координат інерціальної навігаційної о системи об'єкта відносно базової системи координат, що включає навігаційні вимірювання об'єкта, рухомого в «І інерціальному просторі, в базовій системі координат і в інерціальній системі координат об'єкта - в моменти часу ї і б,4 вимірюють координати і вектор швидкості рухомого об'єкта в системі координат б

Глобальної навігаційної системи типу "Глонас" або/і "Мамзвіаг", вибраній як базова система координат; ю - на дільниці траєкторії об'єкта 5 - 5,141 вимірюють вектор прискорення в інерціальній системі координат об'єкта, по якому визначають координати і вектор швидкості об'єкта в ті ж моменти часу і; і 6.4; - в моменти часу К і б, на дільниці траєкторії об'єкта, не паралельній дільниці попередніх навігаційних « вимірювань, проводять аналогічні вимірювання координат і вектора швидкості об'єкта в базовій системі

Координат і в інерціальній системі координат об'єкта; - с - потім по отриманих координатах і векторах швидкостей на кожній дільниці траєкторії ї - (4 і Ії - фе, яких ц вибирають, принаймні, дві визначають вектора переміщення об'єкта / у, (|і прирости вектора його ит в в в в (В) швидкості АМ;, АМ, в базовій системі координат Ії, (), АМі, АМ), і в інерціальній системі координат об'єкта |і, у у у 4345 Ш,АМ, МІ; 1 - після чого визначають матрицю переходу між базовою системою координат і інерціальною системою координат об'єкта з системи рівнянь: ісе) в у в у

ПА, АМі ЗАМ, ве в у в у

Ц УА, АМІ ЗАМІ, се) щи с.

ЦеЕ1...п, іі,

Я» де А- матриця переходу з базової системи координат в інерціальну систему координат об'єкта, п - кількість дільниць траєкторії; - при цьому, по компонентах матриці А визначають положення осей координат інерціальної навігаційної системи об'єкта відносно базової. о У способі, що пропонується при рушенні об'єкта в інерціальному просторі по прямолінійній траєкторії, здійснюють його маневр, що реалізовує, принаймні, дві непаралельних дільниці траєкторії, на яких проводять їмо) згадані навігаційні вимірювання.

Суть способу, що пропонується ілюструється на фіг., де: бо 1 - об'єкт; 2 - осі координат інерціальної навігаційної системи об'єкта ху, У, 79.

З - осі координат базової системи ХВ, У8, 78; 4 - глобальна навігаційна система типу "Глонас" ("Мамзіаг");

В, б, 6, бе - моменти часу, в які визначають координати рухомого об'єкта в базовій системі координат типу бо "Глонас" або/і "Маузіаг" і в інерціальній системі координат об'єкта;

С, І - вектора переміщення об'єкта відповідно на дільниці траєкторії ї; - бч і 5 - би;

АМ,, АМ, - приріст вектора швидкостей об'єкта відповідно на дільниці траєкторії ї - фі У) - в о. В, у - кути, що визначають положення осей координат інерціальної навігаційної системи об'єкта ху, У, 79 відносно осей координат базової системи ХУ, У8, 78 (кути Ейлера).

Спосіб відрізняється від відомих аналогів тим, що у варіанті 1 - в моменти часу 5 і 65,4 вимірюють координати рухомого об'єкта 1 в системі координат З Глобальної навігаційної системи 4, вибраній як базова система координат |41; - в ті ж моменти часу ї і 5,4 визначають ті ж координати об'єкта 1 в інерціальній навігаційній системі 70 координат об'єкта 2 по вимірюваннях вектора прискорення на дільниці траєкторії ї; - б4; - в моменти часу б і 6.4 на дільниці траєкторії об'єкта 1, не паралельній дільниці попередніх навігаційних вимірювань, здійснюють вимірювання координат об'єкта в базовій системі координат З і в інерціальній системі координат об'єкта 2; - потім по отриманих координатах об'єкта 1 на кожній дільниці траєкторії 5 - (у і 5 - бе, яких вибирають, т принаймні, дві, визначають вектора переміщення | ;, І в базовій системі координат З 'ї, , і в інерціальній системі координат об'єкта 2 Ч, у. - після чого визначають кути непогодження між базовою системою координат З і інерціальною системою координат об'єкта 2 з системи рівнянь

Ш тА, в у

ЦеАЦ,

Ме1...п, їі, де А-матриця переходу з базової системи координат З в інерціальну систему координат об'єкта 2, с п - кількість дільниць траєкторій; - по отриманих компонентах матриці переходу А визначають положення осей координат інерціальної і9) навігаційної системи об'єкта 2 відносно базової З; тобто визначають кути непогодження між ними о, Д, у (кути

Ейлера).

Спосіб відрізняється також тим, що у варіанті 2 чЕ - в моменти часу б і 5.4 вимірюють вектор швидкості рухомого об'єкта 1 в системі координат З Глобальної навігаційної системи 4 типу "Глонас" (або/і "Маузіаг"), вибраної як базова система координат; б - на дільниці траєкторії об'єкта 1 5 - С.4 вимірюють вектор прискорення в інерціальній системі координат чЕ об'єкта 2, по якому визначають вектор швидкості об'єкта в ті ж моменти часу б; і 6.4; - в моменти часу б і 5.4 на дільниці траєкторії об'єкта, не паралельній дільниці попередніх навігаційних о вимірювань, проводять аналогічні вимірювання вектора швидкості об'єкта в базовій системі координат З і в юю інерціальній системі координат об'єкта 2; - потім по отриманих векторах швидкостей на кожній дільниці траєкторії ї - (4 і 5 - бе, яких вибирають, принаймні, дві, визначають прирости вектора швидкості об'єкта лМ,, АМ, в базовій системі координат З М, М, « 1 в інерціальній системі координат 2 об'єкта М, А: шщ с - після чого визначають матрицю переходу між базовою системою координат З і інерціальною системою ц координат 2 об'єкта з системи рівнянь: ит в (8)

АМі хАМі, в у

АМІ АЛІ, 1 Мет1...п, ід), со дед - матриця переходу з базової системи координат в інерціальну систему координат об'єкта, п - кількість дільниць траєкторії;

Її - при цьому, по компонентах матриці А визначають положення осей координат інерціальної навігаційної с 50 системи 2 об'єкта відносно базової 3.

Спосіб, що пропонується по варіанту З відрізняється тим, що: чз» - в моменти часу ї і 5,4 вимірюють координати і вектор швидкості рухомого об'єкта 1 в системі координат

Глобальної навігаційної системи 4 "Глонас" або/і "Маузіаг", вибраній як базова система координат; - на дільниці траєкторії об'єкта ї; - Б,41 вимірюють вектор прискорення в інерціальній системі координат 2 об'єкта, по якому визначають координати і вектор швидкості об'єкта 1 в ті ж моменти часу б і 5.4; о - в моменти часу 5, і ф.41 на дільниці траєкторії об'єкта 1, не паралельній дільниці попередніх навігаційних вимірювань, проводять аналогічні визначення координат і вектора швидкості об'єкта в базовій системі координат іме) З і в інерціальній системі координат об'єкта 2; - потім по отриманих координатах і векторах швидкостей на кожній дільниці траєкторії ї - (4 і 5, - фе, яких 60 вибирають, принаймні, дві, визначають вектора переміщення об'єкта ії у, |, і прирости вектора його швидкості АМ;, АМ, в базовій системі координат З ', , М, м і в інерціальній системі координат 2 об'єкта 1 у у у у

П,Ш,АМІ, МІ; - після чого визначають матрицю переходу між базовою системою координат З і інерціальною системою 65 координат 2 об'єкта 1 з системи рівнянь:

в у в у

ПАН, АМі хАМ,, в у в у

Ц А, МІ хАМІ,

Ме1...п, їі, де А - матриця переходу з базової системи координат в інерціальну систему координат об'єкта, п - кількість дільниць траєкторії; - при цьому, по компонентах матриці А визначають положення осей координат інерціальної навігаційної системи 2 об'єкта відносно базової 3. 70 Спосіб також відрізняється тим, що при рушенні об'єкта 1 в інерціальному просторі по прямолінійній траєкторії, здійснюють його маневр, що реалізовує, принаймні, дві непаралельних дільниці траєкторії, на яких проводять навігаційні вимірювання

Спосіб, що пропонується визначення положення осей координат навігаційної системи рухомого об'єкта дозволяє визначати з високою точністю (одиниці метрів) великі переміщення об'єктів (тисячі кілометрів) в будь-яких погодних умовах за допомогою Глобальних навігаційних систем типу "Глонас" або/і "Маузіаг", працюючих в радіодіапазоні.

Наприклад, для таких рухомих об'єктів як літаки, ракети, космічні апарати, переміщення яких значні, точність визначення положення осей координат їх навігаційних систем може складати одиниці кутових секунд.

Відсутність впливу погодних умов на навігаційні вимірювання за допомогою систем "Глонас" або "Мамзіаг",

На відміну від астронавігаційних систем, забезпечує способу високу надійність і всепогодність.

Прикладом, що пропонується реалізації способу визначення положення осей координат інерціальної навігаційної системи об'єкта може служити авіаційно-космічна система, що використовує серійні літаки-носії і ракети-носії, що запускаються з їх борта. Літаки-носії як правило, мають навігаційні системи з точністю орієнтації осей, що досягає десятків кутових хвилин, що є недостатнім для тієї, що стартує з його борта с ракети-носія, точність орієнтації осей навігаційної системи якої повинна бути не гірше одиниць кутових хвилин, що досягається запропонованим способом. о

Література 1. ГА. Хлебников "Начальная вьіставка инерциальньх навигационньх систем", Військова академія імені Ф.Е.

Дзержинського, Москва, 1994р., стор. 225-228. «І 2. Теж, стор. 230-231.

З. Те ж, стор. 237. б» 4. "Радиотехнические системь!" під ред. Ю.М. Казарінова, "Вища школа", Москва, 1990Ор., стор. 304-306. «І

Ф (22) зв ормула винаходу ою 1. Спосіб визначення положення осей координат інерціальної навігаційної системи (2) об'єкта (1) відносно базової системи координат (3), що включає навігаційні вимірювання об'єкта (1), рухомого в інерціальному просторі, в базовій системі координат (3) і в інерціальній системі координат об'єкта (2), який відрізняється тим, « 400 ЩО: З с - в моменти часу б і б.1 вимірюють координати рухомого об'єкта (1) в системі координат Глобальної навігаційної системи типу "Глонас" або/і "Маузіаг" (4), вибраній як базова система координат (3); :з» - на дільниці траєкторії об'єкта (-б,д.1 вимірюють вектор прискорення в інерціальній системі координат (2) об'єкта (1), по якому визначають координати об'єкта в ті ж моменти часу б і 4; - в моменти часу б і 5.4 на дільниці траєкторії об'єкта, не паралельній дільниці попередніх навігаційних с вимірювань, проводять аналогічні визначення координат об'єкта в базовій системі координат (3) і в інерціальній системі координат (2) об'єкта (1); со - потім по отриманих координатах на кожній дільниці траєкторії ф-К.-4 і Щ-н, яких вибирають, принаймні, дві, ве визначають вектори переміщення об'єкта І, І; в базовій системі координат (3) ", у і в інерціальній системі (Се) 50 координат (2) об'єкта (1) що цу

Т» - після чого визначають матрицю переходу між базовою системою координат (3) і інерціальною системою координат (2) об'єкта (1) з системи рівнянь: в у

ПАЇ,

ЦА,

ГФ) Ме... п, і ж), 7 де А-матриця переходу з базової системи координат в інерціальну систему координат об'єкта, п - кількість дільниць траєкторії; - при цьому, по компонентах матриці А визначають положення осей координат інерціальної навігаційної 60 системи (2) об'єкта відносно базової системі координат (3). 2. Спосіб визначення положення осей координат інерціальної навігаційної системи (2) об'єкта (1) відносно базової системи координат (3), що включає навігаційні вимірювання об'єкта (1), рухомого в інерціальному просторі, в базовій системі координат (3) і в інерціальній системі координат (2) об'єкта (1), який відрізняється тим, що: бо - в моменти часу ї і 5,4 вимірюють вектор швидкості рухомого об'єкта (1) в системі координат Глобальної

Claims

навігаційної системи типу "Глонас" або/і "Маузіаг" (4), вибраній як базова система координат (3); - на дільниці траєкторії об'єкта (-б,д.1 вимірюють вектор прискорення в інерціальній системі координат (2) об'єкта (1), по якому визначають вектор швидкості об'єкта в ті ж моменти часу б, і 6.4; - в моменти часу ф і б. на дільниці траєкторії об'єкта (1), не паралельній дільниці попередніх навігаційних вимірювань, проводять аналогічні визначення векторів швидкостей об'єкта (1) в базовій системі координат (3) і в інерціальній системі координат об'єкта (2); - потім по отриманих векторах швидкостей на кожній дільниці траєкторії б-б.4 і Щ-ь, яких вибирають, принаймні, дві, визначають прирости вектора швидкості об'єкта (1)М,, АМ) в базовій системі координат (3) Ам, АМ то й і в інерціальній системі координат (2) об'єкта (1) М, А: - після чого визначають матрицю переходу між базовою системою координат (3) і інерціальною системою координат (2) об'єкта (1) з системи рівнянь: м Е Ал в (в АМІ - АДМ)

Ме... п, і ж), де А-матриця переходу з базової системи координат в інерціальну систему координат об'єкта, п - кількість дільниць траєкторії; - при цьому, по компонентах матриці А визначають положення осей координат інерціальної навігаційної системи (2) об'єкта (1) відносно базової системи координат (3).

З. Спосіб визначення положення осей координат інерціальної навігаційної системи (2) об'єкта (1) відносно базової системи координат (3), що включає навігаційні вимірювання об'єкта (1), рухомого в інерціальному просторі, в базовій системі координат (3) і в інерціальній системі координат об'єкта (2), який відрізняється тим, с ЩО: о - в моменти часу ї і 5,4 вимірюють координати і вектор швидкості рухомого об'єкта (1) в системі координат Глобальної навігаційної системи типу "Глонас" або/і "Маузіаг" (4), вибраній як базова система координат (3); - на дільниці траєкторії об'єкта (-б,д.1 вимірюють вектор прискорення в інерціальній системі координат (2) об'єкта (1), по якому визначають координати і вектор швидкості об'єкта (1) в ті ж моменти часу і; і 6.4; «І - в моменти часу 5 і 6,1 на дільниці траєкторії об'єкта (1), не паралельній дільниці попередніх навігаційних вимірювань, проводять аналогічні визначення координат і вектора швидкості об'єкта (1) в базовій іа системі координат (3) і в інерціальній системі координат (2) об'єкта (1); «І - потім по отриманих координатах і векторах швидкостей на кожній дільниці траєкторії Б-б.ї їі 6-51, яких вибирають, принаймні, дві, визначають вектори переміщення об'єкта (1) І, | і прирости вектора його швидкості іа (1) АМ,, АМ, в базовій системі координат (3) т Чу. М, м і в інерціальній системі координат (2) об'єкта (1) 'ї, І ю у у у 1, АМі, Мі; - після чого визначають матрицю переходу між базовою системою координат (3) і інерціальної системою координат (2) об'єкта (1) з системи рівнянь: « яю ВА М АХ з і і АМі Е АДМІ с в у в у Ц яАЦОАМІ - Ам, . «» Ме..п,і ж), де А - матриця переходу з базової системи координат в інерціальну систему координат об'єкта, п - кількість дільниць траєкторії; с - при цьому, по компонентах матриці А визначають положення осей координат інерціальної навігаційної системи (2) об'єкта (1) відносно базової системи координат (3). шо 4. Спосіб за будь-яким з пп. 1, 2, З, який відрізняється тим, що при русі об'єкта (1) в інерціальному ьч просторі по прямолінійній траєкторії здійснюють його маневр, що реалізовує, принаймні, дві не паралельні со 50 дільниці траєкторії, на яких проводять навігаційні вимірювання. с» Ф) іме) 60 б5