АСТРОИНЕРЦИАЛЬНАЯ НАВИГАЦИОННАЯ СИСТЕМА

Полезная модель относится к области приборостроения - высокоточным астроинерциальным навигационным системам (АИНС) для применения в составе пилотируемых и беспилотных летательных аппаратов.
Известны способ и устройство астроинерциальной навигации, включающее стабилизированную платформу с тремя карданными подвесами, на которую установлено астровизирующее устройство с двумя степенями свободы, разработанное для слежения за звездами днем или ночью. Вычислитель хранит данные позиционирования для 61 звезды, реализует алгоритмы платформенной инерциальной системы и осуществляет коррекцию определенных инерциальной системой навигационных параметров по результатам астрономических измерений. Высокая точность астроинерциальных измерений обуславливается качеством привязки оси визирования звезд к местной вертикали, которая реализуется инерциальной навигационной системой посредством установки платформы в горизонтальное положение. Астрокоррекция уменьшает погрешность определения истинного курса и ошибку ее позиционирования независимо от времени полета "Northrop star tracer aboard B-1B. Julian Moxom. Air Force Association Show. October 1983", а также работы "NAS-21 astro/inertial navigation system (United States) Jane's Avionics, July, 1997"; патент США №5396326, МПК G02B 27/32; G01B 11/26, опубл. 07.03.1995.
Однако данным системам присущи существенные недостатки. Точность и надежность систем ограничивается большим количеством вращающихся рамок (не менее пяти), необходимостью прецизионной точности преобразователей, а также необходимостью регулярных наземных калибровок.
Наиболее близким техническим решением является авиационная навигационная система LN-120G, (см. проспект прибора Stellar-Inertial Navigation System), разработанная компанией Northrop Grumman (США) (см. сайт компании http://northropgrumman.com).
В состав LN-120G входят бесплатформенная инерциальная система (БИНС), включающая высокоточные лазерные гироскопы, кварцевые акселерометры, спутниковый навигационный приемник, вычислитель, а также узкопольное астровизирующее устройство с механическим приводом, обеспечивающим наведение на 57 наиболее ярких звезд (до 2-й звездной величины).
Недостатками указанного устройства являются ограниченные надежность и точность выходных параметров, обусловленные применением в составе системы механического следящего устройства, повышенное энергопотребление и высокая стоимость астроинерциальной навигационной системы.
Технической задачей заявленного устройства является повышение точности выходных параметров, значительное уменьшение потребляемой мощности, габаритов и стоимости изделия.
Для реализации поставленной задачи в астроинерциальную навигационную систему, содержащую бесплатформенную навигационную систему, облаченную в корпус, положение строительных осей которой согласовано со строительными осями объекта навигации и астровизирующее устройство, включаюшее два оптико- электронных канала, на входе которых установлены объективы со встроенными затворами и блендами, один из каналов предназначен для визирования звезд, а другой - для визирования Солнца, объективы жестко закреплены по оси с чувствительными элементами каждого канала и заключены в защитный корпус, при этом
выходы чувствительных элементов соединены с вычислителем астровизирующего устройства, соединенным с навигационным вычислителем бесплатформенной навигационной системы, отличающаяся тем, что в астроинерциальную систему введена система настройки и сопряжения осей каналов астровизирующего устройства и строительных осей бесплатформенной навигационной системы, выполненная в виде источника излучения и фотоприемного устройства, установленных на корпусе бесплатформенной навигационной систмы и призмы, установленной на защитном корпусе объектива астровизирующего устройства, выход фотоприемного устройства подключен к вычислителю БИНС, при этом на боковой поверхности защитного корпуса выполнены оптические окна, расположенные по оси источника излучения и фотоприемного устройства, объектив астровизирующего устройства выполнен широкопольным, а астровизирующее устройство жестко закреплено с корпусом бесплатформенной инерциальной системы на едином основании для установки непосредственно на объект навигации.
При этом чувствительный элемент канала для визирования звезд выполнен в виде ПЗС - матрицы, а чувствительный элемент канала визирования Солнца выполнен в виде комплементарного металлооксидного полупроводника (КМОП).
АИНС являются интеграцией АВУ с высокоточной БИНС, в которой реализуются алгоритмы как астрокоррекции, так и поддержки АВУ по измерениям БИНС.
Назначением солнечного датчика является определение направления на Солнце и построение алгоритмов астрокоррекции БИНС с учетом эфемериды Солнца.
Сущность полезной модели поясняется чертежом, где на фиг. 1 представлен внешний вид астроинерциальной навигационной системы (АИНС), а на фиг. 2 отображены внутренние связи элементов АИНС.
Описываемая система включает бесплатформенную инерциальную навигационную систему 1 (БИНС), астровизирующее устройство (АВУ), в состав которого входят широкопольный объектив 2 оптического канала, предназначенного для визирования звезд и объектив 3 оптического канала, предназначенного для визирования Солнца, блок электроники с вычислителем астровизирующего устройства - 4, защитный корпус - 5 АВУ, система 6 оптической настройки и сопряжения, установленная между БИНС и АВУ (см фиг. 2), содержащая искусственный источник света 7, призму 8 и фотоприемное устройство 9, выход которого подключен к вычислителю БИНС (на чертеже не показано), причем источник излучения 7 и фотоприемное устройство 9 установлены на корпусе БИНС (по вертикали, со стороны оптического канала АВУ), а призма 8 - на боковой стороне звездного оптического канала АВУ, при этом на боковой поверхности защитного корпуса АВУ выполнены оптические окна 10 и 11. В основаниях оптических каналов 12 АВУ установлены чувствительные элементы (ПЗС и КМОП) (на чертеже не показаны), расположенные в блоке 13. БИНС и АВУ закреплены на едином основании 14, предназначенном для установки непосредственно на объект навигации.
Объективы 2 и 3 имеют встроенные затворы и бленды для устранения бликов.
БИНС 1 представляет собой моноблок, содержащий лазерные гироскопы, акселерометры, встроенный навигационный приемник сигналов СНС ГЛОНАСС/GPS с антенной, блок питания, цифровой вычислитель, обеспечивающий определение угловых параметров положения и решение навигационных задач (на чертеже не показаны);
Блок электроники 4 состоит из вычислителя и платы вторичного источника питания.
В основе работы АИНС лежит взаимосвязь между различными системами координат (СК), используемыми в работе астроинерциальных систем. К таким системам координат относятся:
ECI - фундаментальная инерциальная СК эпохи J2000;
ECEF - геоцентрическая земная (гринвичская) СК;
ENU - топоцентрическая (местная географическая) СК;
IMU
B - приборная СК БИНС (правая прямоугольная СК, оси которой связаны со строительными осями БИНС);
ST
B - приборная СК АВУ (правая прямоугольная СК, оси которой связаны с оптической осью и плоскостью ПЗС - матрицы АВУ).
Взаимосвязь между перечисленными СК математически удобно представлять в виде простого матричного уравнения, задающего переход от ECI к .
ST
IMU
ST
где  - матрица, характеризующая угловое положение B относительно ECI;  - матрица привязки B к B, определяемая и стабилизируемая блоком оптического сопряжения на этапе технологической юстировки АИНС;
IMU
, ,  - матрицы переходов от ENU к B, от ECEF к ENU и от ECI к ECEF соответственно.
По сравнению с существующими астроинерциальными системами в уравнение (1) введено дополнительное координатное преобразование, выполняемое с помощью матрицы  - матрицы перехода от СК, связанной с астровизирующим устройством к СК, связанной с БИНС.
В свою очередь, матрицы  и  из состава уравнения (1) могут быть определены в следующем виде:
где
, ,  -
pol
S
матрицы элементарных поворотов на углы крена γ, тангажа ϑ и курса ψ соответственно; R - матрица, учитывающая смещение положения полюса Земли в эпоху t (в текущий момент времени); R - матрица учета суточного вращения Земли; Ν, Ρ - матрицы нутации и прецессии в эпоху t соответственно.
С учетом (2) и (3) уравнение (1) можно представить в виде соотношения
или
pol
Основной информацией, поступающей от АВУ в БИНС, являются элементы матрицы ориентации , а параметры матриц ,R известны до начала работы АИНС. На основе представленных соотношений (1), (4) и (5) реализуются различные режимы (варианты) астрокоррекции БИНС.
Система работает следующим образом.
БИНС 1 обеспечивает определение навигационных параметров и параметров угловой ориентации, сопровождаемое с течением времени шулеровским накапливанием ошибок определения этих параметров. С выхода БИНС 1 на вход астровизирующего устройства через объективы 2 или 3 постоянно поступает априорная (нескорректированная) информация о пространственном положении оси астровизирующего устройства и связанной с ней приборной СК АВУ в инерциальной СК.
В процессе обсервации звезд астровизирующим устройством изображения звезд проецируются на чувствительный элемент АВУ (например, ПЗС-матрицу).
Считывающее устройство АВУ считывает изображения звезд с ПЗС-матрицы, одновременно осуществляя фильтрацию, выделение звездоподобных образований, их селекцию по конфигурационным и энергетическим признакам и вычисляет координаты выбранных звезд.
В блоке электроники АВУ осуществляется поиск и распознавание выделенных объектов (звезд) на основе сравнения текущего изображения звездного неба и звездного каталога, хранящегося в блоке электроники.
Для обеспечения высокой точности угловых измерений астроориентиров в предлагаемой конструкции решено отказаться от карданных подвесов и других устройств наведения, вносящих существенные погрешности в определение координат опорных объектов. В астровизирующем устройстве предусмотрена жесткая неподвижная конструкция. При этом она жестко соединена с БИНС, входящей в состав астроинерциальной навигационной системы.
В вычислителе БИНС 1 вычисляются параметры ориентации оптической оси астровизирующего устройства с учетом эпохи наблюдения, нутации и прецессии, аберрации и рефракции атмосферы. На основе параметров ориентации оптической оси астровизирующего устройства формируется матрица , которая передается в БИНС.
В АИНС реализуется два режима (варианта) коррекции:
1) режим компенсации погрешностей БИНС по определению углов пространственного положения;
2) режим компенсации погрешностей БИНС по определению геодезических координат и угла рыскания.
Первый режим коррекции включается при наличии уверенного приема сигналов спутниковых навигационных систем ГЛОНАСС/GPS.
Периодически получаемые от приемника СНС значения геодезических широты В и долготы L местоположения объекта позволяют сформировать матрицу  в виде
.
Матрица  вычисляется в соответствии с [РД 50-25645.325-89.- Руководящий нормативный документ. Методические указания. Спутники Земли искусственные. Основные системы координат для баллистического обеспечения полетов и методика расчета звездного времени. 1989.] по справочным данным и информации о точном всемирном координированном времени (UTC), оперативно поступающей от приемника СНС. Это дает возможность определить все элементы  матрицы  при использовании преобразованного выражения (2):
С другой стороны, известно [Grewal M., Weil L., Andrews A. Global Positioning Systems, Inertial Navigation and Integration. Wiley, 2001.], что элементы матрицы  зависят от искомых оценок углов тангажа ϑ, крена γ, и рыскания ψ, которые легко определяются как
; ; .
Полученные оценки используются для расчета в БИНС поправок к текущим значениям углов тангажа, крена и курса.
В случае отсутствия информации от приемника СНС реализуется второй режим компенсации погрешностей БИНС - компенсации погрешностей по определению геодезических координат и угла рыскания.
Выражение (4) легко можно привести к виду
Левая часть (7) может быть выражена через искомые оценки широты B, долготы L и курса ψ, что позволяет вычислить эти оценки через элементы произведения :
, ,
Полученные оценки используются для расчета в БИНС поправок к текущим значениям координат и угла рыскания.