Интегрированная бесплатформенная инерциально-оптическая система для космического летательного аппарата

Полезная модель относится к системам ориентации, навигации и управления космическими летательными аппаратами. Она включает в свой состав тройку гироскопических измерителей угловой скорости, инфракрасную вертикаль на основе ПЗС, звездные датчики, приемники спутниковой навигационной системы и бортовой компьютер, мажоритарный элемент.

Задачей заявляемой полезной модели является значительное повышение точности системы за счет ввода дополнительной коррекции от СНС, звездных датчиков и инфракрасную вертикаль.

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. 3 фиг.; 1 н.п.ф.

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 Oх₁x ₂x₃ - 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, ОХ ₃ - поперечная, направленная на правый борт; точка О совмещена с центром масс подвижного объекта; - аналог географической сопровождающей системы координат; ось О₁ направлена по вектору орбитальной угловой скорости подвижного объекта, ,, - углы рыскания, тангажа и крена. Центр масс подвижного объекта совмещен с точкой О. - компоненты абсолютной угловой скорости системы координат и кажущегося ускорения точки О по ее осям; - компоненты абсолютной угловой скорости подвижного объекта и кажущегося ускорения точки О по осям OX_i (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 , . 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 ^*_xi(i=1, 2, 3) компонентов вектора абсолютной угловой скорости подвижного объекта:

где _xi - компонент истинной угловой скорости подвижного объекта; _xi - угловая скорость дрейфа нуля ТГИУС 1; _xi, - 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 , ^*, , ^* - углы и их тригонометрические оценки по тангажу и крену; ^*, ^* - сдвиги нулей в соответствующих оценках; ^*, ^* - 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 ^*, ^*, 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 ^* 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 (³ - угол азимута, ³ - угол крена и ³ - 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 ^c_, ^c, ^c - 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.

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.