АСТРОНАВИГАЦИОННАЯ СИСТЕМА
CELESTIAL GUIDANCE SYSTEM

Изобретение относится к области астронавигационных систем [Г.Квазиус, Ф.Маккэнлесс. "Проектирование систем астронавигации". - М.: Мир, 1970, с.127-133], предназначенных для определения стабилизированных угла места и курсового угла на астроориентир, на основании которых определяют поправку курсоуказания и свое местоположение.
Известны системы, например "Оптический измерительный прибор с угломером" по патенту RU №2089852 (БИ №25 10.09.97), в которых плоскость горизонта строится непосредственно в месте расположения визирующего устройства с помощью пузырькового уровня. Недостатком таких секстанов является сложность определения положения горизонта на фоне колебаний пузырька.
Для сглаживания колебаний чувствительного элемента используются гироскопы и интеграторы, например в "Гироскопическом интегрирующем морском секстане" ГИМС-3 или "Интегрирующем авиационном секстане" ИАС-1 [Радкевич Л.П., Беляева М.П. "Ручные навигационные секстаны" "Оптико-механическая промышленность", 1975, №2, с.58-59].
Недостатком всех этих устройств является невозможность определения курсового угла с точностью, необходимой для определения поправки курсоуказания.
Известны принятые за прототип астроинерциальные системы [Г.Квазиус, Ф.Маккэнлесс. "Проектирование систем астронавигации". - М.: Мир, 1970, с.127-133], в которых высота светила измеряется относительно приборной плоскости горизонта, создаваемой инерциальной системой. Основным недостатком прототипа является то, что он помимо оптико-механической части оснащен достаточно сложной и дорогой системой с гироскопами и акселерометрами, создающими большой объем избыточной информации, не обеспечивающей эквивалентного снижения погрешностей.
Задача, которую решает данное изобретение, заключается в минимизации числа чувствительных элементов, обеспечивающих заданную погрешность определения поправки курсоуказания и своего местоположения.
Поставленная задача решается тем, что в непосредственной близости к визирующему устройству устанавливается ортогональная триада акселерометров.
Акселерометры так же, как и установленные на осях карданова подвеса датчики угла, соединены с вычислительным устройством, содержащим блок первичной выработки углов качки, блок прямого преобразования с тремя входами и двумя выходами, Фурье-анализатор с двумя входами, блок обратного преобразования с двумя входами и суммирующее устройство.
Перечисленные элементы соединены между собой, образуя систему вычисления высоты светила и курсового угла на него, выходом которой является первый выход блока прямого преобразования. Акселерометры соединены с первым входом Фурье-анализатора и с блоком первичной выработки углов качки, выход которого соединен с первым входом блока прямого преобразования, второй вход последнего, как и второй вход блока обратного преобразования, соединен с датчиками углов. Замкнутый контур уточнения углов качки образуется за счет последовательного соединения второго выхода блока прямого преобразования с первым входом блока обратного преобразования и выхода последнего - с третьим входом блока прямого преобразования. Блок обратного преобразования с Фурье-анализатором и суммирующим устройством образуют контур поправок путем соединения выхода блока обратного преобразования с вторым входом Фурье-анализатора, выход которого подключен к суммирующему устройству.
Сущность изобретения поясняется чертежом, на котором представлена структурная схема астронавигационной системы. В ее состав входят:
k
k
1 - визирующее устройство в кардановом подвесе, содержащее матричный преобразователь ([О.Н.Анучин, И.Э.Комарова, Л.Ф.Порфирьев. «Бортовые системы навигации и ориентации искусственных спутников Земли». - СПб.: ГНЦ РФ ЦНИИ «Электроприбор», 2004, с.238-245]), предназначенный для определения положения объекта относительно оси визирования, определяемого углами ΔЕ, Δq;
x
y
2 - акселерометры с горизонтальной осью чувствительности, предназначенные для измерения ускорений W, W, содержащих информацию об углах е, ρ наклона вилки карданова подвеса относительно горизонта;
z
oд
3 - акселерометр с вертикальной осью чувствительности (вертикальный акселерометр), предназначенный для измерения ускорения W, содержащего информацию об ускорении орбитального движения W (орбитальном движении корабля);
k
k
4 - датчики нестабилизированных углов места Е и курсового угла q, измеренных в наклонной системе координат ([С.С.Ривкин "Стабилизация измерительных устройств на качающемся основании". - М.: Наука, 1978, с.123]), предназначенные для измерения углов поворота карданова подвеса;
5 - блок первичной выработки углов качки, предназначенный для грубого определения углов качки ;
c
c
6 - блок прямого преобразования ([С.С.Ривкин "Стабилизация измерительных устройств на качающемся основании". - М.: Наука, 1978, с.56]), предназначенный для вычисления стабилизированных угла места и курсового угла , измеряемых в горизонтной системе координат. В этом блоке производится осреднение мгновенных значений углов Е и q для получения их математических ожиданий . Для улучшения сходимости процесса вычислений осуществляется осреднение накопленных в процессе вычислений значений  и получение ;
7 - Фурье-анализатор, предназначенный для выработки поправок на ускорение орбитального движения
после анализа спектрального состава и фазовых сдвигов углов качки и орбитального движения ;
2
2
8 - блок обратного преобразования, предназначенный для выработки углов качки е и ρ на основе полученных значений  и
;
9 - суммирующее устройство, предназначенное для добавления поправок, выработанных Фурье-анализатором, в сигнал блока обратного преобразования.
Система работает следующим образом.
kн
kн
kн
В процессе обсервации на астроориентир наводится визирующее устройство 1 (телескоп, антенна и т.д.). Направление на объект определяется с помощью датчиков угла 4 и матричного преобразователя, находящегося в визирующем устройстве 1. Визирующее устройство 1 помещено в двухосный высотно-азимутальный карданов подвес, на осях которого имеются датчики угла высоты Е и курсового угла q 4. На азимутальной оси карданова подвеса в непосредственной близости к визирующему устройству 1 устанавливаются два акселерометра с горизонтальными осями чувствительности 2 и один акселерометр 3 с вертикальной осью чувствительности. Триада акселерометров поворачивается относительно диаметральной плоскости корабля на курсовой угол q. При этом в сигналах акселерометров
где L - отстояние от центра качаний,
xн
yн
W, W - сигналы горизонтальных акселерометров,
zн
W - сигнал вертикального акселерометра,
содержится информация об углах качки в плоскости наклона оси визирования е и в плоскости наклона оси цапф ρ, зашумленная переменными переносными ускорениями и систематической составляющей, зависящей от связи углов качки и ускорения орбитального движения.
Сигналы акселерометров 2, 3 и датчиков угла 4 подаются в вычислитель, состоящий из элементов 5, 6, 7, 8, 9, с целью сглаживания шума и исключения систематических составляющих из сигналов акселерометров 2.
При обсервации происходит накопление массива данных. Вычисления производятся после обсервации. Результаты вычислений относятся к моменту времени, соответствующему середине обсервации.
k
k
k
Поворот карданова подвеса вокруг азимутальной и высотной осей приводит визирующее устройство в положение, при котором его визирная ось направлена на астроориентир с погрешностями ΔЕ и Δq. Величина этих погрешностей определяется с помощью матричного преобразователя, находящегося в блоке 1. Так как из-за наличия погрешности Δq оси чувствительности акселерометров 2 не лежат в плоскости визирования объекта, проходящей через направление на светило и азимутальную ось подвеса, необходимо преобразовать показания акселерометров, связав их с этой плоскостью и получив значения ускорений
k
k
где [Δq] - матрица направляющих косинусов, соответствующая повороту на угол Δq.
1
1
В блоке первичной выработки углов качки 5 осуществляется преобразование координат для выполнения вышеуказанного требования, и первичная выработка углов качки е - в наклонной плоскости визирования и ρ - в вертикальной плоскости, перпендикулярной плоскости визирования.
1
1
с
c
Вычисленные в блоке 5 углы качки е, ρ подаются в блок прямого преобразования 6, в котором осуществляется вычисление мгновенных значений высоты светила - стабилизированного Е и курсового угла на светило - стабилизированного q
с
c
2
2
k
k
При пеленговании астрономических объектов величины Е и q изменяются с частотой вращения Земли, следовательно, за время обсервации можно прибегнуть к линейной интерполяции, предположив, что скорость их изменения постоянна, а средние величины, отнесенные к середине интервала обсервации - константы. Эти константы  и  вычисляются в этом же блоке 6 прямого преобразования. Вычисляя е и ρ в блоке обратного преобразования 8 по константам  и  и переменным сигналам датчиков угла Е и q, получим новые значения качки, свободные от помехи, вызванной переносным движением.
Систематическая погрешность определяется в Фурье-анализаторе 7 как среднее значение произведения гармонических составляющих углов качки на ускорение орбитального движения с учетом разности фаз. Разделение углов качки на гармонические составляющие и определение амплитуд и фаз качки и орбитального движения осуществляется в этом же блоке 7. Вычисленные погрешности в виде поправок вводятся через суммирующее устройство в сигнал блока 8.
Вычисления в соответствии с приведенной схемой дают колебательно-сходящийся процесс, поэтому для ускорения схождения реализуется в блоке 6 алгоритм, обеспечивающий осреднение результатов 2-3 итераций.
Технико-экономические преимущества заявленной схемы по сравнению с прототипом заключаются в минимизации количества чувствительных элементов, используемых для решения задач определения поправки курсоуказания и своего местоположения методами пеленгования, при сохранении необходимых точностных характеристик системы. Моделирование показало, что погрешности определения высоты и курсового угла уменьшаются, по сравнению с простым осреднением, на два порядка, в частности при углах качки до 12° погрешности не превышают долей угловых минут.