СПОСОБ КОСМИЧЕСКОЙ НАВИГАЦИИ И УСТРОЙСТВО ДЛЯ ЕГО ОСУЩЕСТВЛЕНИЯ
METHOD OF SPACE NAVIGATION AND DEVICE TO THIS END

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
i
i
i
i
h=arcsin[sin(d)sin(F)+cos(d)cos(F)cos(L-a)], 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).
C
С
C
с
с
с
с
i
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 X У, Z 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 b относительно местной вертикали, информация о котором поступает в блок 6 вычисления углов. В блоке 6 вычисления углов осуществляется приведение измеренного зенитного угла b к центральному зенитному углу b 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 b и центральных зенитных углах b поступает в блок 7 вычисления координат, в котором осуществляется определение координат местоположения (X, Y, Z) ЛА согласно выражений вида:
c
c
c
c
o
c
c
c
c
с
c
где R=X+Y+Z, R=X+Y+Z; R=(X-X)+(Y-Y)+(Z-Z), X, Y, Z - координаты подвижного объекта - ЛА, X, Y, Z - 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
с
После преобразования (5) выражение для определения зенитного угла b 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.