RU118738U1 - Интегрированная бесплатформенная инерциально-оптическая система для космического летательного аппарата - Google Patents
Интегрированная бесплатформенная инерциально-оптическая система для космического летательного аппарата Download PDFInfo
- Publication number
- RU118738U1 RU118738U1 RU2012118950/28U RU2012118950U RU118738U1 RU 118738 U1 RU118738 U1 RU 118738U1 RU 2012118950/28 U RU2012118950/28 U RU 2012118950/28U RU 2012118950 U RU2012118950 U RU 2012118950U RU 118738 U1 RU118738 U1 RU 118738U1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- board computer
- orientation
- inputs
- outputs
- gyroscopic
- Prior art date
Links
Landscapes
- Navigation (AREA)
Abstract
Интегрированная бесплатформенная инерциально-оптическая система для космического летательного аппарата, включающая тройку гироскопических измерителей, приемник с антенной спутниковой навигационной системы, бортовой компьютер, закрепленные на корпусе подвижного объекта, при этом бортовой компьютер связан с тройкой гироскопических измерителей и приемником с антенной спутниковой навигационной системы, отличающаяся тем, что в ее состав дополнительно введены три приемника с антеннами спутниковой навигационной системы, также закрепленных на корпусе, инфракрасная вертикаль на основе ПЗС, звездные датчики, при этом антенны приемников смещены в разные стороны от центра подвеса подвижного объекта вдоль продольной и поперечной осей на равные расстояния, кроме того, в состав бортового компьютера введены три блока ориентации, при этом выходы тройки гироскопических измерителей и инфракрасной вертикали подключены к входам первого блока ориентации бортового компьютера, выходы тройки гироскопических измерителей и звездных датчиков подключены к входам второго блока ориентации бортового компьютера, выходы тройки гироскопических измерителей и приемников с антеннами спутниковой навигационной системы подключены к входам третьего блока ориентации бортового компьютера, кроме того, в состав бортового компьютера введен мажоритарный элемент с тремя входами и одним выходом, при этом выходы блоков ориентации соединены с входами мажоритарного элемента, а выход мажоритарного элемента является выходом всей системы.
Description
Полезная модель относится к системам ориентации, навигации и управления подвижных объектов: пилотируемых авиационно-космических объектов, беспилотных летательных аппаратов и в других сферах применения астроинерциальных навигационных систем. Она включает в свой состав трехкомпонентный гироскопический измеритель угловой скорости (ТГИУС), инфракрасную вертикаль на основе ПЗС, звездные датчики, приемники спутниковой навигационной системы (СНС) и бортовой компьютер.
Известна «Система автономной астроориентации космического аппарата» (заявка на изобретение РФ №95107225, МПК G01C 21/00), включающая блок астродатчиков, состоящий из ТВ-камер на твердотельных матричных приемниках ПЗС и блок хранения бортового звездного каталога. Выходы блоков астродатчиков и хранения бортового звездного каталога подключены к входам фильтров Калмана. Выходы фильтров Калмана соединены с входами блоков вычисления отношений правдоподобия. Выходы блоков вычисления отношений правдоподобия подключены к блоку сравнения. По разнице координат звезд с астродатчиков и звездного каталога определяются углы ориентации космического аппарата.
Недостатком такой системы является отсутствие сигнала в случае несовпадения звездных изображений, и, как следствие, отсутствие углов ориентации в течение длительного времени.
Известно «Астроинерциальное навигационное устройство» (патент на полезную модель РФ, №102992, МПК G01C 21/00), включающее установленные в первом корпусе на общем базовом основании три гироскопа и три акселерометра, а во втором корпусе - астровизор. Дополнительно оба корпуса жестко соединены и создано в общей стенке между ними оптическое окно. Искусственный источник светового излучения, конденсор и движущаяся шторка с диафрагмой установлены последовательно. Фотоприемник соединен с координатной матрицей. По формируемым сигналам оптической привязки приборных систем координат измеряют координаты каждого отклика и вычисляют значения навигационных ошибок и истинные значения пилотажных параметров.
Недостатком такого устройства является сложность технической реализации оптической системы.
Наиболее близкой является интегрированная система ориентации и навигации (Анучин О.Н., Емельянцев Г.И. O влиянии угловых колебаний объекта на точность и время выставки по курсу интегрированной системы ориентации и навигации / Сб. статей и докладов «Интегрированные инерциальные системы навигации» - СПб.: ЦНИИ «Электроприбор», 2004. - С.60-82.), включающая бескарданный информационный измерительный модуль, приемную аппаратуру СНС и пульт управления, контроля и обработки данных. Измерительный модуль в свою очередь состоит из тройки гироскопических датчиков угловой скорости на основе волоконно-оптических, твердотельных волновых или других гироскопов, тройки акселерометров кажущихся ускорений. Приемная аппаратура СНС включает одноантенный приемник. Пульт управления применяется для морских кораблей, в других случаях пульт может и не использоваться.
Недостатком такой системы является невозможность определить три угла ориентации объекта по сигналам СНС, а также отсутствие коррекции от дополнительных источников ориентационных параметров.
Задачей заявляемой полезной модели является значительное повышение точности ориентационных и навигационных параметров интегрированной системы ориентации и навигации за счет использования инфракрасной вертикали на основе ПЗС, звездных датчиков, а также обеспечение определения по сигналам СНС трех углов ориентации подвижного объекта для целей коррекции системы ориентации.
Технический результат заключается в применении дополнительных СНС приемников, инфракрасной вертикали на основе ПЗС, звездных датчиков.
Поставленная задача решается тем, что в интегрированную бесплатформенную инерциально-оптическую систему для космического летательного аппарата, включающую тройку гироскопических измерителей, приемник с антенной спутниковой навигационной системы, бортовой компьютер, закрепленные на корпусе подвижного объекта, при этом бортовой компьютер связан с тройкой гироскопических измерителей и приемником с антенной спутниковой навигационной системы, согласно заявляемому техническому решению дополнительно введены три приемника с антеннами спутниковой навигационной системы, также закрепленных на корпусе, инфракрасная вертикаль на основе ПЗС, звездные датчики, при этом антенны приемников смещены в разные стороны от центра подвеса подвижного объекта вдоль продольной и поперечной осей на равные расстояния, кроме того, в состав бортового компьютера введены три блока ориентации, при этом выходы тройки гироскопических измерителей и инфракрасной вертикали подключены к входам первого блока ориентации бортового компьютера, выходы тройки гироскопических измерителей и звездных датчиков подключены к входам второго блока ориентации бортового компьютера, выходы тройки гироскопических измерителей и приемников с антеннами спутниковой навигационной системы подключены к входам третьего блока ориентации бортового компьютера, кроме того, в состав бортового компьютера введен мажоритарный элемент с тремя входами и одним выходом, при этом выходы блоков ориентации соединены с входами мажоритарного элемента, а выход мажоритарного элемента является выходом всей системы.
Полезная модель поясняется чертежами на фиг.1-фиг.3.
На фиг.1 изображена функциональная схема интегрированной бесплатформенной инерциальной системы.
На фиг.2 изображена схема размещения четырех антенн приемников СНС на подвижном объекте, где Oх1x2x3 - правая ортогональная система координат.
На фиг.3 представлены схемы поворотов систем координат, где Х - система координат, связанная с подвижным объектом, причем ОХ1 - продольная, ОХ2 - нормальная, ОХ3 - поперечная, направленная на правый борт; точка О совмещена с центром масс подвижного объекта;ς - аналог географической сопровождающей системы координат; ось Оς1 направлена по вектору орбитальной угловой скорости подвижного объекта, ψ,θ,γ - углы рыскания, тангажа и крена. Центр масс подвижного объекта совмещен с точкой О. - компоненты абсолютной угловой скорости системы координат ζ и кажущегося ускорения точки О по ее осям; - компоненты абсолютной угловой скорости подвижного объекта и кажущегося ускорения точки О по осям OXi (i=1, 2, 3), соответственно.
Позициями на чертежах обозначены: 1 - тройка гироскопических измерителей угловых скоростей; 2 - инфракрасная вертикаль на основе ПЗС; 3 - звездные датчики; 4 - приемники с антеннами СНС; 5 - бортовой компьютер; 6, 7, 8 - блоки ориентации; 9 - мажоритарный элемент; 10, 11, 12, 13 - антенны, соответствующие приемникам СНС; 14 - корпус подвижного объекта.
Интегрированная бесплатформенная инерциально-оптическая система для космического летательного аппарата включает тройку гироскопических измерителей угловых скоростей 1, инфракрасную вертикаль на основе ПЗС 2, звездные датчики 3, четыре приемника с антеннами СНС 4 и бортовой компьютер 5. В состав бортового компьютера 5 введены три блока ориентации 6, 7, 8 и мажоритарный элемент 9 с тремя входами и одним выходом, являющимся выходом системы. Антенны 10, 11, 12, 13 приемников СНС 4, тройка гироскопических измерителей угловых скоростей 1, инфракрасная вертикаль на основе ПЗС 2, звездные датчики 3 закреплены непосредственно на корпусе 14 подвижного объекта (космического летательного аппарата), в силу чего инерциальная система названа интегрированной бесплатформенной инерциально-оптической-спутниковой системой. Антенны 10, 11, 12, 13 приемников смещены в разные стороны от центра подвеса подвижного объекта вдоль продольной и поперечной осей на равные расстояния. Выходы тройки гироскопических измерителей 1 и инфракрасной вертикали 2 подключены к входам первого блока ориентации 6 бортового компьютера 5, выходы тройки гироскопических измерителей 1 и звездных датчиков 3 подключены к входам второго блока ориентации 7 бортового компьютера 5, выходы тройки гироскопических измерителей 1 и приемников СНС 4 подключены к входам третьего блока ориентации 8 бортового компьютера 5. Выходы блоков ориентации 6, 7, 8 соединены с входами мажоритарного элемента 9.
Чувствительные элементы тройки гироскопических измерителей угловых скоростей 1 могут быть выполнены на волоконно-оптических (например, ВГ-951), поплавковых, твердотельных волновых, лазерных или микромеханических гироскопах в зависимости от назначения, точности и стоимости системы. В качестве инфракрасной вертикали на основе ПЗС 2 может быть использован построитель местной вертикали 8201-В, выпускаемый ОАО «Корпорация «ВНИИЭМ» с суммарной методической погрешностью не более 9 угл. мин. В качестве звездных датчиков 3 могут быть использованы блоки определения координат звезд - М60/1000 с точностью определения углового положения до 10 угл.с., производимые Институтом космических исследований РАН. Широкопольные звездные датчики 3 на базе ПЗС-матриц, определяющие параметры ориентации путем сравнения изображения наблюдаемого участка звездного неба с хранящимся в памяти бортового компьютера звездным каталогом, широко применяются как средство измерения параметров ориентации подвижного объекта. В качестве приемников с антеннами СНС 4 могут быть применены одноантенные приемники фирмы «Trimble», например, в дифференциальном режиме марки «Trimble» (Ag GPS132) или отечественный приемник ГЛОНАСС/GPS «Гид» или приемники корпорации «Авиаприбор» (СНС-2, СНС-3) с погрешностью в дифференциальном режиме 1 см. В качестве мажоритарного элемента 9 могут быть применены «Мажоритарные двунаправленные магистральные элементы» 5514БЦ1Т2-9А2.
Интегрированная бесплатформенная инерциально-оптическая система для космического летательного аппарата работает следующим образом.
Работа блоков 1, 2, 3, 4 описана во многих источниках информации, в частности в (Анучин О.И. Интегрированные системы ориентации и навигации для морских подвижных объектов. - СПб.: ЦНИИ «Электроприбор», 2003. - 390 с.), (Костенко Г.И. Интегрированная инерциальная система ориентации и навигации с многоантенным спутниковым приемником, /Сб. матер. 18 СПб МНК, ЦНИИ «Электроприбор», 2011. - с.281), (Анучин О.И. Бортовые системы навигации и ориентации искусственных спутников Земли. - СПб.: ЦНИИ «Электроприбор», 2004. - 326 с.).
Сигналы ТГИУС 1 и инфракрасной вертикали на основе ПЗС 2, звездных датчиков 3, приемников СНС 4 комплексируют в бортовом компьютере 5 путем построения аналитической вертикали места на основе, например, кинематических уравнений Эйлера с коррекцией, отнесенной к осям отсчетов углов γ, θ. Это значит, что за основу берут кинематические уравнения Эйлера и в них вводят члены коррекции от сигналов инфракрасной вертикали на основе ПЗС 2, звездных датчиков 3 и приемников СНС 4.
Информация от ТГИУС 1 поступает в бортовой компьютер 5 на вход каждого из блоков ориентации 6, 7, 8 в виде оценок ω* xi(i=1, 2, 3) компонентов вектора абсолютной угловой скорости подвижного объекта:
где ωxi - компонент истинной угловой скорости подвижного объекта; Δωxi - угловая скорость дрейфа нуля ТГИУС 1; δωxi, - относительная погрешность коэффициента передачи ТГИУС 1.
Информация от инфракрасной вертикали на основе ПЗС 2 поступает в бортовой компьютер 5 на вход первого блока ориентации 6 в виде сигналов, содержащих комбинации углов крена и тангажа подвижного объекта, и преобразуется в бортовом компьютере 5 к следующему виду:
где θ, θ*, γ, γ* - углы и их тригонометрические оценки по тангажу и крену; Δθ*, Δγ* - сдвиги нулей в соответствующих оценках; δθ*, δγ* - погрешности коэффициентов передачи соответствующих оценок углов, определяемых по сигналам инфракрасной вертикали на основе ПЗС 2.
При определение углов тангажа и крена подвижного объекта по сигналам инфракрасной вертикали 2 имеются значительные шумы в сигналах θ*, γ*, так что погрешности могут достигать значений 12,..,15 угл.мин., что в ряде случаев на космических подвижных объектах недопустимо.
Алгоритмы работы первого блока ориентации 6 бесплатформенной инерциально-оптической системы имеют следующий вид:
где - оценки углов рыскания, тангажа и крена подвижного объекта, полученные с помощью бортового компьютера 5; - коэффициенты передачи позиционной и интегральной радиальной коррекции. Угол рыскания ψ* инфракрасной вертикалью не определяется, поэтому в алгоритмы (1.3) вводятся значения этого угла, полученные от звездных датчиков 3 или от приемников СНС 4.
Аналогичным образом информация об угловом положении подвижного объекта, получаемая от звездных датчиков 3 (ψ3 - угол азимута, γ3 - угол крена и θ3 - угол тангажа подвижного объекта), поступает на вход второго блока ориентации 7. Блок ориентации 7 осуществляет комплексирование (интеграцию) сигналов ТГИУС 1 и звездных датчиков 3 по следующим алгоритмам:
Третий блок ориентации 8 осуществляет комплексирование сигналов ТГИУС 1 и приемников СНС 4. Дифференциальные уравнения интегрированной системы с коррекцией угловых скоростей дрейфа от приемников СНС 4:
где ψc , γc, θc - углы направления (курса), крена и тангажа подвижного объекта, вычисляемые по сигналам приемников СНС.
Информация об угловом положении подвижного объекта с выходов всех трех блоков ориентации 6, 7, 8 поступает на входы мажоритарного элемента 9, в котором сигналы оцениваются на зашумленность по уровню дисперсии. Сигнал с одного из трех блоков ориентации 6, 7, 8, обладающий наименьшим уровнем дисперсии шума, пропускается на выход мажоритарного элемента 9, являющийся выходом всей системы. В случае поступления заведомо ложных сигналов с блоков ориентации 6, 7, 8 (например, в случае засветки, помех и др. в инфракрасной вертикали 2, звездных датчиках 3 и приемниках СНС 4) мажоритарный элемент 9 отклоняет данные сигналы.
Алгоритмы (1.3), (1.4) дают возможность на борту космического подвижного объекта определять углы рыскания, тангажа и крена. Это свойство сохраняется при учете малых погрешностей в ТГИУС 1 и инфракрасной вертикали 2, приемников СНС 4, звездных датчиков 3, а также бортового компьютера 5, и что при этом точность определения углов тангажа и крена выше, чем в инфракрасной вертикали 2, СНС 4, звездных датчиках 3 за счет сглаживания их углов.
При эксплуатации инфракрасной вертикали, приемников СНС и звездных датчиков в космосе существует ряд нештатных ситуаций, при которых они не могут функционировать, несмотря на высокие технические характеристики. Примерами таких нештатных ситуаций могут быть засветка поля зрения приборов Солнцем или другими естественными и искусственными телами, а также превышение максимальной угловой скорости для данных приборов. Комплексирование инфракрасной вертикали 2, приемников СНС 4 и звездных датчиков 3 с ТГИУС 1 позволяет получить самодостаточный прибор, способный определять параметры ориентации во всех возможных ситуациях. В случае временного отказа инфракрасной вертикали 2, СНС 4 или звездных датчиков 3 в бортовом компьютере 5 мажоритарный элемент 9 пропускает сигнал только от работающих датчиков.
Технико-экономический эффект от применения заявляемой полезной модели заключается в том, что с помощью комплексирования инфракрасной вертикали, приемников СНС и звездных датчиков с ТГИУС удается определить три угла ориентации подвижного объекта, и в то же время комплексирование позволяет по сигналам GPS/TJIOHACC, инфракрасной вертикали и звездных датчиков повышать точность определения трех углов ориентации космического летательного аппарата и параметров навигации.
Claims (1)
- Интегрированная бесплатформенная инерциально-оптическая система для космического летательного аппарата, включающая тройку гироскопических измерителей, приемник с антенной спутниковой навигационной системы, бортовой компьютер, закрепленные на корпусе подвижного объекта, при этом бортовой компьютер связан с тройкой гироскопических измерителей и приемником с антенной спутниковой навигационной системы, отличающаяся тем, что в ее состав дополнительно введены три приемника с антеннами спутниковой навигационной системы, также закрепленных на корпусе, инфракрасная вертикаль на основе ПЗС, звездные датчики, при этом антенны приемников смещены в разные стороны от центра подвеса подвижного объекта вдоль продольной и поперечной осей на равные расстояния, кроме того, в состав бортового компьютера введены три блока ориентации, при этом выходы тройки гироскопических измерителей и инфракрасной вертикали подключены к входам первого блока ориентации бортового компьютера, выходы тройки гироскопических измерителей и звездных датчиков подключены к входам второго блока ориентации бортового компьютера, выходы тройки гироскопических измерителей и приемников с антеннами спутниковой навигационной системы подключены к входам третьего блока ориентации бортового компьютера, кроме того, в состав бортового компьютера введен мажоритарный элемент с тремя входами и одним выходом, при этом выходы блоков ориентации соединены с входами мажоритарного элемента, а выход мажоритарного элемента является выходом всей системы.
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2012118950/28U RU118738U1 (ru) | 2012-05-05 | 2012-05-05 | Интегрированная бесплатформенная инерциально-оптическая система для космического летательного аппарата |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2012118950/28U RU118738U1 (ru) | 2012-05-05 | 2012-05-05 | Интегрированная бесплатформенная инерциально-оптическая система для космического летательного аппарата |
Publications (1)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU118738U1 true RU118738U1 (ru) | 2012-07-27 |
Family
ID=46851118
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU2012118950/28U RU118738U1 (ru) | 2012-05-05 | 2012-05-05 | Интегрированная бесплатформенная инерциально-оптическая система для космического летательного аппарата |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
RU (1) | RU118738U1 (ru) |
Cited By (2)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2657293C1 (ru) * | 2016-05-23 | 2018-06-13 | Анатолий Сергеевич Хмелевский | Инерциальный навигационный комплекс для высокоскоростного маневренного объекта |
CN117054036A (zh) * | 2023-10-13 | 2023-11-14 | 中国飞机强度研究所 | 一种全机落震试验中飞机着舰姿态动态测量系统及方法 |
-
2012
- 2012-05-05 RU RU2012118950/28U patent/RU118738U1/ru not_active IP Right Cessation
Cited By (2)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2657293C1 (ru) * | 2016-05-23 | 2018-06-13 | Анатолий Сергеевич Хмелевский | Инерциальный навигационный комплекс для высокоскоростного маневренного объекта |
CN117054036A (zh) * | 2023-10-13 | 2023-11-14 | 中国飞机强度研究所 | 一种全机落震试验中飞机着舰姿态动态测量系统及方法 |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
Garratt et al. | Integration of GPS/INS/vision sensors to navigate unmanned aerial vehicles | |
US6463366B2 (en) | Attitude determination and alignment using electro-optical sensors and global navigation satellites | |
Savage | Strapdown inertial navigation integration algorithm design part 1: Attitude algorithms | |
US20040246463A1 (en) | Method and apparatus for optical inertial measurement | |
US8577595B2 (en) | Location and path-map generation data acquisition and analysis systems | |
US20200256678A1 (en) | Celestial navigation system and method | |
US9857179B2 (en) | Magnetic anomaly tracking for an inertial navigation system | |
CA2569213A1 (en) | Systems and methods for estimating position, attitude, and/or heading of a vehicle | |
CN102829779A (zh) | 一种飞行器多个光流传感器与惯导组合导航方法 | |
RU2592715C1 (ru) | Астронавигационная система | |
Yun et al. | IMU/Vision/Lidar integrated navigation system in GNSS denied environments | |
Vetrella et al. | Cooperative UAV navigation based on distributed multi-antenna GNSS, vision, and MEMS sensors | |
RU141801U1 (ru) | Астроинерциальная навигационная система | |
RU2539140C1 (ru) | Интегрированная бесплатформенная система навигации средней точности для беспилотного летательного аппарата | |
Ding et al. | Adding optical flow into the GPS/INS integration for UAV navigation | |
US9217639B1 (en) | North-finding using inertial navigation system | |
Vetrella et al. | Cooperative UAV navigation under nominal GPS coverage and in GPS-challenging environments | |
RU118738U1 (ru) | Интегрированная бесплатформенная инерциально-оптическая система для космического летательного аппарата | |
RU109553U1 (ru) | Интегрированная система на основе бесплатформенной инерциальной навигационной системы и спутниковой навигационной системы | |
García et al. | Analysis of sensor data and estimation output with configurable UAV platforms | |
Pérez-D'Arpino et al. | Development of a low cost inertial measurement unit for uav applications with kalman filter based attitude determination | |
Galkin et al. | Mobile satellite antenna control system based on MEMS-IMU | |
RU2348011C1 (ru) | Навигационный комплекс | |
RU2607197C2 (ru) | Астронавигационная система | |
Avrutov | Spatial Calibration for the Inertial Measurement Unit |
Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
MM1K | Utility model has become invalid (non-payment of fees) |
Effective date: 20130506 |