навигационный комплекс

Формула изобретения

Навигационный комплекс подвижного объекта, состоящий из приемоиндикатора спутниковой навигационной системы, измерителей скорости и курса, включая трехкомпонентный магнитный датчик направления, установленный в связанной системе координат подвижного объекта, датчиков углов крена и дифферента, датчиков углов атаки и скольжения, датчиков линейных ускорений и узлов скоростей, установленных в связанной системе координат подвижного объекта, косвенной стабилизированной платформы, снабженной тремя кардановыми рамками, на которых установлены три моментных электродвигателя с сервоприводом, два трехкомпонентных акселерометра с механизмом их перемещения относительно друг друга, измерителей линейной скорости перемещения трехкомпонентных акселерометров относительно подвижного объекта, бортового вычислителя, выполненного с возможностью совместной обработки информации, поступающей от вышеуказанных датчиков (измерителей) и систем, отличающийся тем, что в него введена косвенная стабилизированная платформа, снабженная тремя кардановыми рамками, на которых установлены три моментных электродвигателя с сервоприводом, четырьмя акселерометрами с вертикальной осью чувствительности с механизмом их перемещения в горизонте первой пары данных акселерометров навстречу друг другу по заданным параллельным направлениям и второй пары данных акселерометров навстречу друг другу по параллельным направлениям, перпендикулярным заданному направлению перемещения первой пары данных акселерометров, измерителями линейной скорости перемещения данных четырех акселерометров относительно подвижного объекта, регистратором моментов встречи акселерометров на траверзе первой и второй пар, при этом измерители и регистратор функционально связаны с вычислителем.

Описание изобретения к патенту

Изобретение относится к навигации подвижных объектов, включающих летательные аппараты, суда, подводные объекты, и может быть использовано для повышения точности судовождения и навигационно-гидрографического обеспечения сил Военно-морского флота.

Известные навигационные комплексы летательных аппаратов, надводных и подводных судов [1-8] в зависимости от решаемых подвижными объектами задач состоят из измерителя курса (магнитный компас, гирокомпас и т.д.) и скорости (воздушный датчик скорости, доплеровский измеритель скорости и сноса), высоты и углов сноса и дрейфа, радиопеленгаторов, навигационных радиолокационных станций, приемоиндикаторов радионавигационных и спутниковых навигационных систем, датчиков измерения динамических параметров, включая большие инерциальные системы и системы комплексирования и совместной обработки измеренной информации на основе вычислительных средств.

Однако для определения координат места посредством аппаратуры спутниковой навигационной системы в нее необходимо вводить значения абсолютной скорости подвижного объекта, которые определяются посредством радиодоплеровского измерителя скорости или датчика воздушной скорости (летательный аппарат), в противном случае будет иметь место систематическая погрешность определения скорости объекта, и, как следствие этого, координаты места объекта также будут определяться с систематической погрешностью, которая со временем процесса движения будет накапливаться. Использование параметрической оптимизации алгоритма комплексирования сигналов от датчиков, работающих на разных физических принципах и имеющих неадекватную реакцию на внешние воздействия, для увеличения точности навигационных измерений не всегда приводит к желаемому результату. Так, например, методика синтеза оптимальных систем, основанная на теореме разделения, работает безупречно, когда все измерения содержат помехи типа белого шума и устройство оценки является фильтром Калмана. Если же помехи в каких-либо каналах измерения коррелированны или отсутствуют, то уравнения фильтра Калмана вырождаются, и для получения оптимальных оценок необходимо использовать фильтр Брайсона-Йохансена. В этом случае применение общей методики может натолкнуться на трудности, а реализация оптимального линейного по оценкам закона управления оказывается не всегда возможной (см, например, [3]).

Известен [9] навигационный комплекс подвижного объекта, наиболее близкий по технической сущности, состоящий из приемоиндикатора спутниковой навигационной системы, измерителя скорости и курса, включая трехстепенный магнитный датчик направления, установленный в системе координат подвижного объекта, датчиков углов крена и дифферента, датчиков углов атаки и скольжения, датчиков линейных ускорений и угловых скоростей, установленных в системе координат подвижного объекта, и бортового вычислителя, выполненного с возможностью совместной обработки всех датчиков и систем, косвенной стабилизированной платформы, снабженной тремя кардановыми рамками, на которых установлены три моментных электродвигателя с сервоприводом, два трехкомпонентных акселерометра с механизмом их перемещения относительно друг друга, измеритель линейной скорости перемещения трехкомпонентных акселерометров, функционально связанных с бортовым вычислителем.

Однако при использовании данного навигационного комплекса имеет место суммарная погрешность определения им навигационных параметров, обусловленная неточным знанием параметров гравитационного поля и фигуры Земли.

Из всех параметров гравитационного поля и фигуры Земли наиболее значительную погрешность вызывает уклонение отвесной линии (УОЛ).

Сущность влияния УОЛ на выходные данные навигационного комплекса, например инерциального навигационного комплекса, каким является указанный прототип, заключается в том, что навигация осуществляется в геофизической системе координат, а навигационные параметры вырабатываются в астрономической системе координат. Геодезическая система связана с нормалью к земному эллипсоиду, а астрономическая система координат - с нормалью к геоиду. Угол между указанными нормалями соответствует углу УОЛ.

Среднее квадратическое значение УОЛ в Мировом океане составляет 5,7" [10]. Только за счет этого средняя квадратическая погрешность определения координат места и скорости составляют 0,1 миля и 0,4 уз соответственно.

Известно [10], что УОЛ в океане может достигать 60". В этом случае предельные значения погрешности определения координат места и скорости будут соответственно равны 1,2 мили и 4,2 уз. При движении объекта со скоростью 30 уз в тех же условиях средние квадратические погрешности определения координат места и скорости будут равны 0,1 мили и 0,2 уз, а предельные погрешности (с Р=0,95) будут составлять 1,0 милю и 2,4 уз соответственно.

В работе [10] приводится зависимость погрешности определения курса (m_k) вследствие влияния УОЛ и широты места

где M_E - погрешность определения координат места по параллели вследствие влияния УОЛ;

- широта места;

R - средний радиус Земли.

Из формулы (1) следует, что при среднем квадратическом значении M_E=0,1 мили на широте 60° среднее квадратическое значение m_k будет составлять 0,2', а на широте 80° - 0,6'.

Если же предельное значение M_E достигает 1,2 мили, то предельное значение m_k уже на широте 60° будет равно 2,0 минуты [10].

Задачей заявленного технического решения является повышение точности определения текущих счислимых навигационных параметров, вырабатываемых бортовым навигационным комплексом подвижного объекта.

Поставленная задача достигается за счет того, что навигационный комплекс подвижного объекта, состоящий из приемоиндикатора спутниковой навигационной системы, измерителей скорости и курса, включая трехкомпонентный магнитный датчик направления, установленный в связанной системе координат подвижного объекта, датчиков углов крена и дифферента, датчиков углов атаки и скольжения, датчиков линейных ускорений и углов скоростей, установленных в системе координат подвижного объекта, косвенной стабилизированной платформы, снабженной тремя кардановыми рамками, на которых установлены три моментных электродвигателя с сервоприводом, два трехкомпонентных акселерометра с механизмом их перемещения относительно друг друга, измерителем линейной скорости перемещения трехкомпонентных акселерометров относительно подвижного объекта, и бортового блока управления, выполненного с возможностью совместной обработки информации, поступающей от всех датчиков (измерителей) и систем, в него введена косвенная стабилизированная платформа, снабженная тремя кардановыми рамками, на которых установлены три моментных электродвигателя с сервоприводом, четырьмя акселерометрами с вертикальной осью чувствительности или трехкомпонентные акселерометры с механизмом их перемещения в горизонте первой пары данных акселерометров навстречу друг другу по заданным параллельным направлениям и второй пары данных акселерометров навстречу друг другу по параллельным направлениям, перпендикулярным заданным направлениям перемещения первой пары акселерометров, измерители линейной скорости перемещения данных четырех акселерометров относительно подвижного объекта, регистраторами моментов встречи акселерометров на траверзе первой и второй пар, данные измерители и регистратор функционально связаны с бортовым вычислителем.

Ввод в известный навигационный комплекс косвенной стабилизированной платформы, снабженной тремя кардановыми рамками, на которых установлены три моментных электродвигателя с сервоприводом, четырьмя акселерометрами с вертикальной осью чувствительности с механизмом их перемещения в горизонте первой пары акселерометров навстречу друг другу по заданным параллельным направлениям и второй пары акселерометров навстречу друг другу по параллельным направлениям, перпендикулярным заданному направлению перемещения первой пары данных акселерометров, измерителями линейной скорости перемещения данных четырех акселерометров относительно подвижного объекта, регистратором моментов встречи первой и второй пар акселерометров на траверзе; данные измерители и регистратор функционально связанны с вычислителем, который обеспечивает определение УОЛ, а следовательно, и навигационные параметры, практически свободные от погрешности, обусловленной УОЛ.

Проведенный анализ уровня техники позволил установить, что аналоги, характеризующиеся совокупностью признаков, тождественными всем признакам заявленного технического решения, отсутствуют, что указывает на соответствие заявленного устройства условию патентоспособности «новизна».

Результатом поиска известных решений в данной и смежных областях техники с целью выявления признаков, совпадающих с отличительными от прототипа признаками заявленного объекта, показали, что они не следуют явным образом из уровня техники.

Из уровня техники также не выявлена известность влияния предусматриваемых существенными признаками заявленного изобретения преобразований на достижение указанного технического результата. Следовательно, заявленное изобретение соответствует условию патентоспособности «изобретательский уровень».

Сущность заявляемого технического решения поясняется чертежом (фиг.1), на котором изображена блок-схема устройства, которое включает бортовой вычислитель - 1, магнитный датчик направления (МДН) - 2, блок датчиков углов крена (БДУК) - 3, блок датчиков углов тангажа (БДТ) - 4, блок датчиков углов антенн (БДУА) - 5, блок датчиков углов скольжения (БДУС) - 6, приемоиндикатор спутниковой навигационной системы (ПИ СНС) - 7, блок датчиков линейных ускорений (БДЛУ) - 8, блок датчиков угловых скоростей (БДУС) - 9, пульт управления - 10, косвенную стабилизированную платформу (КСП) - 11, на которой установлены три моментных электродвигателя (МЭД) 12, 13, 14 с сервоприводом, два трехкомпонентных акселерометра (ТКА) 15, 16 с механизмом перемещения акселерометра (МПА) - 17 их перемещения в горизонтальной плоскости относительно друг друга, измеритель линейной скорости (ИЛС) - 18 перемещения трехкомпонентных акселерометров - 15, 16; измеритель скорости - 19 и гирокомпас - 20, содержащий косвенную стабилизированную платформу (КСП) - 21, на которой установлены три моментных электродвигателя (МЭД) - 22, 23, 24 с сервоприводом, четыре акселерометра с вертикальной осью чувствительности (АВОЧ) - 25, 26, 27, 28 с механизмом их перемещения (МПА) - 29 в горизонте первой пары акселерометров 25, 26 навстречу друг другу по заданному направлению и второй пары акселерометров 27, 28 навстречу друг другу по направлению, перпендикулярному заданному направлению перемещения первой пары акселерометров 25, 26, измерителями - 30 линейной скорости (ИЛС) перемещения акселерометров 25, 26, 27, 28 относительно подвижного объекта, регистратором - 31 моментов встречи (РМВ) двух акселерометров на траверзе первой и второй пары, функционально связанных с бортовым вычислителем - 1.

Косвенная стабилизированная платформа - 21 выполнена с тремя кардановыми рамками, на которых установлены три моментовых электродвигателя - 22, 23, 24 с сервоприводом, выполненных в виде редуктора. Механизм - 29 перемещения в горизонте первой пары акселерометров 25, 26 по параллельным направлениям навстречу друг другу по заданному направлению и второй пары акселерометров 27, 28 по параллельным направлениям навстречу друг другу по направлению, перпендикулярному заданному направлению перемещения первой пары акселерометров 25, 26, состоит из двигателя, редуктора, червячных передач.

Механизм - 29 может быть также выполнен в виде закрепленных на стабилизированной в горизонте платформе двух маятниковых штативов, к которым подвешены по два маятника. К каждому маятнику прикреплен акселерометр с вертикальной осью чувствительности. Для обеспечения незатухающих колебаний маятники должны колебаться в вакуумном колпаке или под воздействием внешней силы, например наведенного магнитного поля, которое возможно наводить с помощью электромагнита.

Механизм - 29 может быть также выполнен в виде эскалатора с бесконечной лентой, на которой закреплены акселерометры.

Измерители - 30 линейной скорости движения акселерометров относительно подвижного объекта могут быть выполнены в виде интерферометрических датчиков, а также могут быть использованы тахометры типа АДТ-20-50, соединенные своими выходами с бортовым вычислителем - 1.

Регистратор моментов встречи - 31 акселерометров на траверзе может состоять из фотоприемника и направленного источника света, которые расположены соответственно на одном и втором акселерометре в первой и второй пары, выход которого соединен с входом бортового вычислителя - 1.

Определение составляющих УОЛ в меридиане ( ) и в первом вертикале ( ) заключается в измерении силы тяжести ускорений акселерометрами 25, 26, 27, 28 соответственно в момент встречи на траверзе акселерометров 25, 26 и 27, 28.

В бортовом вычислителе - 1 искомые значения и УОЛ определяются по следующим формульным зависимостям:

Вывод формул (2) можно осуществить следующим образом. Известно [11], что поправка за эффект Этвеша g_э вычисляется по формуле

Известно [12] также, что при движении акселерометров с вертикальной осью чувствительности (гравиметрических приборов) в горизонте навстречу друг другу по параллельным галсам на движущемся объекте ускорения силы тяжести , измеренные соответственно 25, 26, 27, 28 акселерометрами в момент их встречи на траверзе, можно вычислить по формулам:

где - значение ускорения силы тяжести при отсутствии скорости движения акселерометров 25, 26, 27, 28 и подвижного объекта;

g_э1, g_э2, g_э3 и g_э4 - поправки за эффект Этвеша к измеренным значениям соответственно.

С учетом формулы (3) формулы (4) примут вид:

где _п1, _п2, _п3 и _п4 - линейная скорость движения 25, 26 и 27, 28 акселерометров относительно подвижного объекта соответственно;

- абсолютная скорость подвижного объекта;

- угловая скорость вращения Земли;

₁ и ₂ - геодезические азимуты перемещения акселерометров 25, 26 и 27, 28 соответственно;

₁ и ₂ - угол между векторами скоростей ₁, ₂ и ₃, ₄ соответственно;

R _г - радиус кривизны траектории движения стабилизированной платформы, который равен радиусу кривизны геоида, поскольку стабилизация платформы происходит за счет влияния ускорения силы тяжести Земли;

h₁ и h₂ - расстояние по вертикали от акселерометров 25, 26 и 27, 28 до поверхности геоида соответственно или до поверхности акватории.

Известно [11], что астрономическую широту и азимут можно вычислить по формулам

где В и А - геодезическая широта и азимут диаметральной плоскости соответственно;

ИК и - истинный курс и угол дрейфа (сноса) подвижного объекта соответственно.

Значение R_г представляется возможным вычислить по следующим формульным зависимостям:

где _zi, _xi, _yi - вертикальная и горизонтальные составляющие вектора абсолютной скорости стабилизированной платформы в моменты времени t_i и t _i+1 в точках траектории движения стабилизированной платформы;

В_i - угол между вектором абсолютной скорости стабилизированной платформы и плоскостью горизонта.

Подставляя (6) в (5) и производя вычитание и получим следующие два уравнения:

Обозначим:

Учитывая, что значения и не превышают 60 угл. с, можно использовать следующие приближенные равенства:

С учетом формул (9) и (10) система уравнений (8) будет иметь следующий вид:

Решая систему уравнений (11) относительно и , получим формулы (2) для определения составляющих УОЛ в меридиане и в первом вертикале .

В соответствии с теорией вероятностей среднюю квадратическую погрешность определения m _, составляющих и УОЛ заявленным навигационным комплексом можно вычислить по следующим формулам:

где m , m , m_Rг и m_h - погрешности определения значений , , R_г и h соответственно.

Например, когда ₁= ₂= =500 км/ч; ₁=0°, ₂=90°, ИК+ =90°; В=45°; (погрешность измерения ускорения современными акселерометрами); =20 уз; m 0,1 уз; m =0,01 уз; m_Rг=3 м; m _h=1% от h (современный инерциальный навигационный комплекс обеспечивает определение , R_г, , h с указанными погрешностями), то погрешность определения составляющих и УОЛ при осреднении их значений не превысит 1 угл. с.

Таким образом, заявленный навигационный комплекс позволит впервые в мировой практике определять составляющие и УОЛ на подвижном объекте с требуемой точностью за счет использования в формулах (2) разностей , , что обеспечивает при идентичности параметров акселерометров 25, 26 и 27, 28 исключение ускорений, вызываемых одинаковыми силами, и вследствие синхронности независимых измерений позволяет исключить и другие одинаковые систематические погрешности.

Данное обстоятельство обеспечивает выработку заявленным навигационным комплексом вычисляемых навигационных параметров значительно точнее по сравнению с прототипом за счет определения и учета поправок на влияние УОЛ к вычисляемым навигационным параметрам, вырабатываемым бортовым навигационным комплексом подвижного объекта.

Литература

1. Современное состояние и тенденции развития зарубежных средств и систем навигации подвижных объектов военного и гражданского назначения. / Александров А.С., Арно Г.Р., Васильева Т.Е. и др. - СПб.: ГУНиО МО РФ, 1994. - С.62-108.

2. Козарчук В.В., Ребо Я.Ю. Навигационные эргономические комплексы самолетов. - М.: Машиностроение, 1986. - С.34-38.

3. Управление морскими подвижными объектами. / Лернер Д.М., Лукомский Ю.А., Михайлов В.А. и др. - Л.: Судостроение, 1979. - 258 с.

4. Гузеев А.Г., Чернявец В.В. Исследования и проработки США по перспективам развития кораблей на подводных крыльях типа РНМ. - Л.: ЦНИИ «Румб», ЭИ «Зарубежное судостроение», 1978, №7.

5. Некоторые аспекты навигационной безопасности экранопланов. / Чернявец В.В., Леденев Н.И., Пирогов Н.Н. и др. // Судостроение, 1999, №3.

6. Статистическая оптимизация навигационных систем. / Ривкин С.С. и др. - Л.: Судостроение, 1976. - 256 с.

7. Авиационная радионавигация: Справочник под ред. Сосновского А.А. - М.: Транспорт, 1990. - 286 с.

8. Бабич О.А. Обработка информации в навигационных комплексах. - М.: Машиностроение, 1991. - С.6-8.

9. Патент РФ RU⁽¹¹⁾ 2279039⁽¹³⁾ C1 от 25.01.2005.

10. Материалы по морской навигации, гидрологии и океанографии // Записки по гидрографии. ГУНО МО РФ, 1976, №196. - С.78-83.

11. Иванов Б.Е. Эффект Этвеша при движении по поверхности геоида. - В сб.: Вопросы теории и методики гравитационных измерений на движущемся основании. - М.: Ин-т физики Земли, Пензенский политехнический ин-т, 1976. - С.60-63.

12. Сажина Н.Б. Грушинская Н.П. Гравитационная разведка. - М.: Недра, 1966. - 263 с.