Способ инерциального автосопровождения заданного объекта визирования и система для его осуществления

Способ инерциального автосопровождения заданного объекта визирования и система для его осуществления

Иллюстрации

Показать все

Реферат

Предлагаемое изобретение относится к системам автосопровождения заданного объекта визирования (OB), а также к системам самонаведения подвижных носителей с инерциальной измерительной системой, содержащей устройства с изменяющейся ориентацией направленности зеркала антенны, а именно, поворотно-чувствительные устройства, основанные на использовании гироинерциальных датчиков сигналов пространственного перемещения подвижного носителя.

Предлагаемые технические решения предназначены для автосопровождения заданного OB по дальности и по направлению, характеризующегося параметрами инерциального пеленгования заданного OB в двух взаимно перпендикулярных плоскостях его пеленгования в базовой антенной системе координат при перемещении подвижного носителя и его сближении с заданным OB.

Предлагаемые технические решения могут быть применены:

- в системах автономного (инерциального) самонаведения подвижных носителей на заданный OB;

- в интегрированных комплексированных бортовых системах самонаведения (БССН) в составе систем управления и стабилизации подвижных носителей.

При создании таких систем важной задачей является обеспечение повышенных

- точности инерциального автосопровождения заданного OB на автономном участке траектории самонаведения подвижного носителя, а также точности и, помехоустойчивости локационного автосопровождения OB;

- тактико-технических характеристик интегрированных комплексированных БССН подвижных носителей.

Известны, например, следующие способы формирования сигналов пеленгования и устройства, осуществляющие их, описанные в книге В.М.Артамонова «Следящие системы радиолокационных станций автоматического сопровождения и управления.» - изд. Судостроение: Л; 1968 г. - с.12-35, в которой рассмотрены:

- следящая система радиолокационной станции автоматического сопровождения по направлению с коническим сканированием диаграммы направленности;

- следящая система радиолокационной станции автосопровождения по направлению моноимпульсного типа;

- следящая система радиолокационной станции автоматического автосопровождения по дальности;

- следящие системы в радиолиниях и системах самонаведения;

- следящие системы в радиотеленаведении.

Известны также следующие технические решения:

1. Устройство слежения (JP 3627135 В2 7 G01S 13/66, 09.03.2005), которое «содержит блок 5 для определения разделения цели сопровождения путем измерения величины вектора C_k,j; блок 6 управления параметрами следящего фильтра по результатам блока 5; блок 2 сглаживания для получения вектора B_k(+) и ковариантной матрицы P_k(+) ошибки сглаживания; блок 3 прогнозирования для получения вектора B_k(-) и ковариантной матрицы P_k(-) ошибки прогнозирования; блок 4 для расчета границ сопровождения».

2. Процессор для обработки информации о сопровождении цели (JP 3653216 В2 7 G01S 13/66, 25.05.2005), в котором «процессор 1 один содержит блок 3 для предсказания времени обработки данных сопровождения; блок 4 принятие решения в реальном времени, принимающий решение о сопровождении цели в некоторое заданное время, определяемое блоком 3; блок 5 для временного хранения информации о наблюдаемой цели; блок 6 управления, контролирующий поступление информации о наблюдаемой цели в процессор 1».

3. Следящий координатор цели (RU 2042101 C1 6F41G 7/00, 1995.08.20) «обеспечивает повышение точности измерения угловой скорости вращения вектора дальности объекта до цели и одновременно увеличивает дальность действия радиотехнического и оптического каналов получения сигнала от цели, причем чувствительные к сигналам от цели элементы этих каналов установлены на внутренней рамке гиростабилизированной платформы; блоки анализа обеспечивают подключение выходов указанных каналов на вход усилителя мощности, выходы которого соединены с моментными датчиками гиростабилизированной платформы, внешняя рамка которой установлена в вилке установленной в корпусе объекта с возможностью вращения вокруг продольной оси объекта».

4. Способ наведения летательного аппарата на цель (RU 2204785 С2 7 F41G 7/20 2001.01.15), при котором «предварительно в вычислитель (В) неподвижного пульта управления (НПУ) относительно Земли вводят значения географических координат (ГК) и высоты над уровнем моря (ВУМ) местоположения НПУ. Предварительно в НПУ на летательный аппарат (ЛА) передают по радиолинии (РЛ) значения ГК и ВУМ местоположения НПУ. В процессе наведения с НПУ облучают воздушную цель (ВЦ), на НПУ принимают излучение, отраженное от ВЦ, и в результате обработки принятого излучения измеряют значение дальности от НПУ до ВЦ и значения угла места и азимута направления с НПУ на ВЦ. Измеренные значения вводят в В НПУ и вычисляют приращение ГК и ВУМ местоположения ВЦ относительно местоположения НПУ, а также значения скоростей изменения этих ГК и ВУМ, вводят принятые и измеренные значения в В ЛА, вычисляют значения ошибок навигации (ОН) ЛА на ВЦ, соответствующих заданному методу наблюдения (МН), и создают управляющие воздействия, которые изменяют траекторию полета ЛА таким образом, чтобы ликвидировать ОН ЛА на ВЦ с заданным МН.»

5. Способ наведения летательных аппаратов на наземные объекты (RU 2229671 С1 7 F41G 7/22, 2003.03.05), по которому измеряют скорость летательного аппарата (ЛА), дальность до наземного объекта, угол между направлением вектора скорости ЛА и направлением на заданный объект, а также поперечное ускорение ЛА в горизонтальной плоскости. Формируют сигнал управления горизонтальной плоскости при реализации пропорционального наведения на движущийся в горизонтальной плоскости виртуальный движущийся наземный объект. Начальное положения и параметры движения последнего задаются исходя из условий обеспечения требуемой криво линейной траектории наведения ЛА на реальный наземный объект с помощью бортовых радиолокационных средств, использующих синтезированные апертуры антенны, или доплеровское обужение луча диаграммы направленности антенны.»

6. Способ измерения угловых координат объекта и радиолокационная станция для его реализация (RU2291466 С1 26.05.2005), при котором излучают зондирующие сигналы, производят прием и обнаружение отраженных от объекта сигналов, осуществляют измерение уровней принятых сигналов и измерение угловых координат луча, соответствующих принятым сигналам, формируют двумерные угловые пакеты принятых сигналов, выполняют анализ двумерного углового пакета принятых сигналов на основании которого вычисляют угловые координаты объекта.

Рассмотренные технические решения основаны на радиолокационном контакте с OB, обеспечивают формирование сигналов пеленгования OB на основе обработки принимаемых радиолокационных сигналов, получаемых в результате отражения их от OB облучаемого зондирующими сигналами. Выделение сигналов пеленгования OB не может быть осуществлено при отсутствии радиолокационного контакта с OB.

Таким образом, ни один из рассмотренных аналогов не является близким по технической сущности и не может быть принят в качестве прототипа предлагаемых технических решений.

Целью заявляемых технических решений (способа и системы для его осуществления) является обеспечение инерциального автосопровождения заданного OB с повышенной точностью на автономном инерциальном участке траектории самонаведения подвижного носителя на заданный OB, а также повышенной точности и помехоустойчивости радиолокационного автосопровождения OB.

Сущность изобретения заключается в том, что по предлагаемому способу во время предстартовой подготовки к пуску подвижного носителя определяют и устанавливают сигналы, пропорциональные начальным значениям наклонной дальности L₀, угла наклона , азимута взаимного положения подвижного носителя и первоначально заданного OB. При этом в аппаратуре подготовки и управления пуском подвижного носителя, являющейся внешней по отношению к заявляемому изобретению, формируют штатные сигналы в виде пакета последовательных информационных слов, который содержит начальные значения:

- пеленгов, т.е. угла наклона и азимута заданного OB относительно основания антенного устройства, жестко установленного внутри корпуса подвижного носителя, в связанной, с центром масс подвижного носителя системе координат Ox₁y₁z₁ (фиг.4);

- наклонной дальности L₀ до заданного OB и наклонной скорости сближения с заданным OB основания антенного устройства вместе с подвижным носителем в предстартовом положении (фиг.1);

- рыскания Ψ₀, тангажа ϑ₀ и крена γ₀ подвижного носителя вместе с основанием антенного устройства (фиг.5), а также начальные условия выставки инерциального пеленгования заданного OB, т.е. штатные сигналы, пропорциональные начальным значениям;

- проекций , , вектора линейной скорости предстартового движения основания антенного устройства вместе с подвижным носителем на соответствующие, оси местной горизонтальной системы координат О_ξηζ, (фиг.1, фиг.3);

- декартовых координат ξ⁰(D₀), η⁰(Н₀), ζ⁰ подвижного носителя в местной горизонтальной системе координат О_ξηζ (фиг.1);

- долготы λ₀ и географической широты подвижного носителя (фиг.1) и, кроме того сигналы, пропорциональные необходимым режимным параметрам дальности, контрольное слово и командное слово.

Далее проверяют сформированные сигналы в виде пакета последовательных информационных слов на отсутствие в них искажений. После этого сигналы, характеризующие пакет последовательных информационных слов, на борту подвижного носителя преобразуют в параллельную форму для обеспечении формирования сигналов инерциального пеленгования заданного OB. Затем на борту подвижного носителя преобразуют сигналы, пропорциональные начальным условиям выставки инерциального измерителя параметров вектора визирования заданного OB в сигналы, пропорциональные начальным значениям:

- проекций , , вектора линейной скорости предстартового перемещения основания антенного устройства вместе с подвижным носителем на соответствующие оси базовой антенной системы координат Oxyz (фиг.1, фиг.2), находящимся на стартовом устройстве подвижной платформы;

- углов, и визирования заданного OB соответственно в горизонтальной и в вертикальной плоскости в местной горизонтальной системе координат О_ξηζ (фиг.1, фиг.3);

- составляющих , пространственной угловой координаты заданного OB, т.е. параметров инерциального пеленгования в двух взаимно перпендикулярных плоскостях его пеленгования в базовой антенной системе координат Oxyz (фиг.1, фиг.2), которые характеризуют сигналы рассогласования между направлением оптической оси зеркала антенного устройства и направлением не заданной OB в соответствующих плоскостях пеленгования;

- направляющих косинусов где i, j=1,2,3, определяющих начальное взаимное положение базовой антенной системы координат Oxyz и опорной геоцентрической системы координат Оξ₀η₀ζ₀, связанной одной своей осью Сζ₀ ^. с заданным OB, расположенным на земной поверхности (фиг.1).

В момент времени старта подвижного носителя обновление сигналов начального определения и установления координат заданного OB и сигналов начальной выставки инерциального измерения параметров вектора визирования заданного OB (т.е. сигналов начальной информации) прекращают и во время начала его движения по траектории вместе с основанием интегрированного антенного устройства одновременно измеряют сигналы пропорциональные проекциям , , вектора кажущегося линейного ускорения движения и проекциям , , вектора абсолютной угловой скорости поворота зеркала интегрированного антенного устройства на соответствующие оси системы координат Ox_Зy_Зz_З, связанной с зеркалом интегрированного устройства.

По этим измеренным сигналам с учетом не линейной зависимости поворота линии (вектора) визирования заданного OB по углу наклона и по азимуту от поворота зеркала антенного устройства соответственно по углу наклона и по азимуту, т.е. с учетом так называемой переменной электрической редукции, определяют сигналы, пропорциональные проекциям n_x, n_y, n_z вектора кажущегося линейного ускорения движения и проекциям ω_x, ω_y, ω_z вектора абсолютной угловой скорости поворота вектора визирования заданного OB на соответствующие оси базовой антенной системы координат Oxyz. Далее формируют по полученным сигналам с учетом сигналов, определенных и установленных во время предстартовой подготовки подвижного носителя, сигналы, пропорциональные текущим значениям параметров вектора визирования заданного OB, характеризующиеся:

- проекциями V_x, V_y, V_z вектора линейной скорости сближения с заданным OB основания интегрированного антенного устройства вместе с подвижным носителем на оси базовой антенной системы координат;

- наклонной дальностью L и наклонной скоростью сближения с заданным OB основания интегрированного антенного устройства вместе с подвижным носителем;

- рассогласованием ΔL между заданным начальным значением наклонной дальности L₀ до заданного OB и текущим значением наклонной дальности L сближения с заданным OB основания интегрированного устройства вместе с подвижным носителем;

- сигналами е₁, е₂ инерциального пеленгования заданного OB в двух взаимно перпендикулярных плоскостях пеленгования в базовой антенной системе координат Oxyz;

- направляющими косинусами β_ij, где i, j=1,2,3, взаимного текущего углового положения базовой антенной системы координат Oxyz и опорной геоцентрической системы координат Оξ₀η₀ζ₀, связанной одной своей осью Сζ₀ с заданным OB, расположенным на земной поверхности.

По получаемому сигналу, пропорциональному рассогласованию ΔL между заданным начальным значением наклонной дальности L₀ до заданного OB и текущим значением наклонной дальности L сближения с заданным OB основания интегрированного антенного устройства вместе с подвижным носителем, осуществляют инерциальное автосопровождение заданного OB по дальности.

Полученные сигналы, пропорциональные параметрам е₁, е₂, инерциального пеленгования заданного OB в двух взаимно перпендикулярных плоскостях пеленгования в базовой антенной системе координат, преобразуют путем их интегрирования в замкнутом контуре инерциального автосопровождения заданного OB по направлению в управляющие сигналы, пропорциональные соответственно скорости и изменения углов визирования заданного OB, определяющих текущее направление вектора визирования на заданный OB в горизонтальной и в вертикальной плоскости, обусловленного перемещением основания интегрированного антенного устройства вместе с подвижным носителем по направлению к заданному OB.

Для этого этими управляющими сигналами воздействуют на соответствующие датчики момента управляемого трехстепенного гироскопа, установленного во внутренней двухосного карданова подвеса интегрированного антенного устройства, наружная и внутренняя рамки которого шарнирно связаны с его зеркалом (фиг.7, фиг.8). Под действием этих управляющих сигналов создают возмущающие управляющие моменты, вызывающие моменты гироскопической реакции в опорах осей прецессии соответствующих рамок трехосного карданова подвеса ротора гироскопа. При этом согласно прецессионной теории гироскопа возникает прецессионное отклонение соответствующих рамок трехосного карданова подвеса ротора гироскопа с угловой скоростью, близкой по величине к угловой скорости и изменения соответствующих углов визирования заданного OB. Одновременно определяют сигналы пропорциональные рассогласованию между направлением вектора кинетического момента ротора гироскопа и направлением на заданный OB, сформированным сигналами, пропорциональными скорости и изменения углов визирования заданного OB в горизонтальной и в вертикальной плоскости и соответственно возмущаемыми управляющими моментами. Эти сигналы преобразуют в сигналы управления электродвигателями поворота соответствующих рамок двухосного карданова подвеса интегрированного антенного устройства. По сигналам управления электродвигатели развивают поворотные моменты, равные и совпадающие по направлению с направлением соответствующих возмущающих управляющих моментов, для поворота наружной и внутренней рамок двухосного карданова подвеса интегрированного антенного устройства и шарнирно связанного с ним зеркала в текущее направление на заданный OB, тем самым замыкают контур инерциального автосопровождения заданного OB и определяют сигналы, пропорциональные отработанным значениям угла наклона и азимута заданного OB относительно основания интегрированного антенного устройства в системе координат, связанной с центром масс подвижного носителя.

Сущность изобретения заключается также в том, что система, осуществляющая способ, характеризующаяся тем, что состоит из узкополосного контура инерциального автосопровождения и широкополосного контура гиростабилизации. и управления направлением вектора визирования заданного OB (фиг.6), содержит инерциальный дискриминатор (фиг.6) сигналов пеленгования заданного OB в двух взаимно перпендикулярных плоскостях пеленгования в базовой антенной системе координат Oxyz (фиг.1, фиг.2), который включает в свой состав цифровое вычислительное устройство (ЦВУ) и интегрированное антенное устройства (ИАУ) (фиг.6, фиг.7). ИАУ содержит зеркало с облучателем и волноводно-коммутирующим устройством (ВКУ), двухосный карданов подвес, ось поворота наружной рамки которого установлена на основании ИАУ, а ось поворота внутренней рамки установлена в наружной рамке перпендикулярно к ее оси поворота, электродвигатель поворота наружной рамки двухосного карданова подвеса и электродвигатель поворота внутренней рамки двухосного карданова подвеса. ИАУ содержит датчик сигнала угла поворота наружной рамки двухосного карданова подвеса, датчик сигнала угла поворота внутренней рамки двухосного карданова подвеса соответственно по углу наклона и по азимуту, а также управляемый трехстепенной гироскоп, двухканальный гироскопический датчик угловой скорости (ДУС), три однокомпонентных акселерометра (фиг.7, фиг.8). Причем управляемый трехстепенной гироскоп установлен во внутренней рамке двухосного карданова подвеса ИАУ так, что направление вектора кинетического момента его ротора в заарретированном положении гироскопа совпадает с нулевым направлением линии визирования ИАУ. Гироскоп содержит трехосный карданов подвес ротора, датчик сигнала угла прецессии внутренней рамки трехосного карданова подвеса ротора гироскопа и датчик сигнала угла прецессии наружной рамки трехосного карданова подвеса ротора гироскопа, датчик сигнала момента управления направлением поворота внутренней рамки трехосного карданова подвеса ротора гироскопа, датчик сигнала момента управления направлением поворота наружной рамки трехосного карданова подвеса ротора гироскопа. При этом ось собственного вращения ротора гироскопа установлена во внутренней рамке трехосного карданова подвеса ротора гироскопа, ось поворота которой установлена в наружной рамке трехосного карданова подвеса ротора гироскопа, ось поворота которой, в свою очередь, установлена в корпусе гироскопа. Корпус гироскопа жестко закреплен во внутренней рамке трехосного карданова подвеса ИАУ. На соответствующих осях поворота рамок трехосного карданова подвеса ротора гироскопа установлены соответственно датчики сигналов угла прецессии внутренней рамки и наружной рамки трехосного карданова подвеса ротора гироскопа. ИАУ также включает в свой состав электронный узел гиростабилизации и управления направлением зеркала ИАУ на OB по углу наклона, электронный узел гиростабилизации и управления направлением зеркала ИАУ на OB по азимуту, а также усилители сигналов обратной связи в соответствующих каналов двухканального гироскопического датчика измерения составляющих вектора абсолютной угловой скорости поворота зеркала ИАУ. Двухканальный гироскопический датчик угловой скорости (ДУС) (фиг.7, фиг.8) установлен во внутренней рамке двухосного карданова подвеса ИАУ так, что в заарретированном положении одна из его осей чувствительности совпадает с направлением линии визирования ИАУ, а другая его ось чувствительности ориентирована, например, вверх вдоль положительного направления оси поворота внутренней рамки двухосного карданова подвеса ИАУ. При этом направление вектора кинетического момента ротора гироскопического ДУС совпадает с положительным направлением оси поворота наружной рамки двухосного карданова подвеса ИАУ. Все три акселерометра, измеряющих соответственно проекции вектора кажущегося линейного ускорения, установлены во внутренней рамке двухосного карданова подвеса ИАУ так, что ось чувствительности одного из них взаимно ортогональна по отношению к взаимно ортогональным осям чувствительности двух других однокомпонентных акселерометров, измеряющих соответствующие проекции кажущегося линейного ускорения. При этом ось чувствительности одного из трех однокомпонентных акселерометров совпадает в заарретированном положении с нулевым положением линии визирования ИАУ. Выходы соответствующих датчиков сигналов угла прецессии внутренней рамки и наружной рамки трехосного карданова подвеса ротора гироскопа соединены с входом соответствующих узлов гиростабилизации и управления направлением зеркала ИАУ на заданный OB по углу наклона и по азимуту, выходы которых, в свою очередь, соединены соответственно с электродвигателями поворота наружной рамки и внутренней рамки двухосного карданова подвеса ИАУ. При этом выходы датчиков сигналов угла прецессии внутренней и наружной рамок трехосного карданова подвеса ротора двухканального гироскопического ДУС соединены со входом соответствующих усилителей сигнала обратной связи, выходы которых соединены соответственно с датчиками сигналов момента внутренней и наружной рамок трехосного карданова подвеса ротора двухканального гироскопического ДУС. 3еркало выполнено с возможностью поворота в двух взаимно перпендикулярных плоскостях с помощью двухстепенного шарнира относительно центра излучения облучателя, жестко закрепленного на основании ИАУ. При этом зеркала шарнирно соединено тягами механического координатора ИАУ соответственно с наружной рамкой и с внутренней рамкой двухосного карданова подвеса ИАУ так, что расстояние между каждым из шарниров на задней поверхности и его центром поворота равно расстоянию между каждым из шарниров, установленных соответственно на наружной рамке и внутренней рамке двухосного карданова подвеса ИАУ, и центром поворота этих рамок. ИАУ включает в свой состав также электронный узел формирования управляющего сигнала, пропорционального задаваемой угловой скорости поворота зеркала в вертикальной плоскости, электронный узел формирования управляющего сигнала, пропорционального задаваемой угловой скорости поворота зеркала в горизонтальной плоскости, и, кроме того, электронный узел масштабирования сигнала, снимаемого с выхода электронного узла формирования управляющего сигнала задаваемой угловой скорости поворота зеркала в вертикальной плоскости, соединенного с входом датчика сигнала момента управления направлением поворота наружной рамки трехосного карданова подвеса ротора гироскопа. Причем сигнал, снимаемый с выхода электронного узла масштабирования сигнала с выхода электронного узла формирования управляющего сигнала угловой скорости поворота зеркала в вертикальной плоскости, пропорционален проекции вектора абсолютной угловой скорости поворота зеркала ИАУ на поперечную ось Oz₃ системы координат Ox_Зy_Зz_З, связанной с зеркалом. Выход электронного узла формирования управляющего сигнала, пропорционального задаваемой угловой скорости , поворота зеркала в горизонтальной плоскости, соединен с входом датчика сигнала момента управления направлением поворота внутренней рамки трехстепенного карданова подвеса ротора гироскопа.

Выходы трех однокомпонентных акселерометров соединены соответственно с первым, вторым и третьим входами ЦВУ. Выходы двухканального гироскопического ДУС и выход электронного узла масштабирования соединены соответственно с четвертым, пятым и шестым входами ЦВУ. Выход датчика сигнала угла поворота наружной рамки и выход датчика сигнала угла поворота внутренней рамки двухосного карданова подвеса соответственно по углу наклона и по азимуту соединены с седьмым и с восьмым входами ЦВУ соответственно. Первый и второй выход ЦВУ соединен соответственно с входом электронного узла формирования управляющего сигнала, пропорционального задаваемой угловой скорости поворота зеркала в вертикальной плоскости и с входом электронного узла формирования управляющего сигнала, пропорционального задаваемой угловой скорости поворота зеркала в горизонтальной плоскости. Информационная линия связи соединяет аппаратуру формирования массива сигналов координат начального определения и установления заданного OB и начальной выставки (НВ) инерциального дискриминатора сигналов пеленгования заданного OB, внешнюю по отношению к заявляемой системе инерциального автосопровождения, с информационным девятым входом ЦВУ. Информационный третий выход ЦВУ соединен информационной линией связи, по которой поступает массив сигналов, необходимых для формирования сигналов самонаведения подвижного носителя на заданный OB, с аппаратурой формирования сигналов управления подвижным носителем, внешней по отношению к заявляемой системе инерциального автосопровождения заданного OB.

Введение указанных признаков в способ и в систему для его осуществления обеспечивает инерциальное автосопровождение заданного OB по сигналам рассогласования по дальности и углового рассогласования, характеризующимися параметрами инерциального пеленгования заданного OB по дальности и по направлению в двух взаимно перпендикулярных плоскостях пеленгования в базовой антенной системе координат при перемещении по траектории подвижного носителя и его сближении с заданным OB. При это обеспечивается повышения точности инерциального автосопровождения заданного OB на автономном участке траектории самонаведения подвижного носителя, а также точности и помехоустойчивости локационного (в частности, радиолокационного) автосопровождения OB, а также повышение тактико-технических характеристик интегрированных комплексированных бортовых систем самонаведения.

Из уровня техники не выявлены решения, имеющие признаки, совпадающие с отличительными признаками предлагаемых технических решений задачи инерциального автосопровождения заданного OB, построения интегрированной системы инерциального автосопровождения заданного OB по информации инерциального дискриминатора сигналов пеленгования заданного OB в двух взаимно перпендикулярных плоскостях пеленгования в базовой антенной системе координат.

Поэтому предложенные технические решения соответствуют условиям изобретательского уровня.

Сущность изобретения поясняется чертежами, где представлены:

- на фиг.1 - принятые системы координат;

- на фиг.2 - положение вектора визирования заданного OB в базовой антенной системе координат Oxyz;

- на фиг.3 - взаимное положение базовой антенной системы координат Oxyz и местной горизонтальной системы координат О_ξηζ;

- на фиг.4 - взаимное положение базовой антенной системы координат Oxyz и связанной системы координат Ox₁y₁z₁;

- на фиг.5 - взаимное положение связанной с центром масс подвижного носителя системы координат Ox₁y₁z₁ и местной горизонтальной системы координат О_ξηζ;

- на фиг.6 - функциональная схема предлагаемой интегрированной системы инерциального автосопровождения заданного OB;

- на фиг.7 - функционально-структурная схема предлагаемой интегрированной системы инерциального автосопровождения заданного OB;

- на фиг.8 - принципиальная кинематическая схема интегрированного антенного устройства.

Предлагаемый способ характеризуется тем, что для обеспечения инерциального автосопровождения заданного OB по направлению и, следовательно, формирования сигналов е₁ и е₂ инерциального пеленгования заданного OB в двух взаимно перпендикулярных плоскостях пеленгования в базовой антенной системе координат Oxyz (фиг.2), а также для инерциального автосопровождения заданного OB по дальности и, следовательно, формирования сигнала, пропорционального рассогласованию ΔL между начальным значением наклонной дальности L₀ до заданного OB и текущим значением наклонной дальности L сближения с заданным OB основания интегрированного антенного устройства вместе с подвижным носителем во время предстартовой подготовки к пуску подвижного носителя, задают сигналы, пропорциональные начальным значениям наклонной дальности L₀, угла наклона и азимута взаимного положения носителя и первоначально заданного OB. При этом в аппаратуре подготовки и управления пуском подвижного носителя, внешний по отношению к заявленному изобретению, формируют штатные сигналы в виде пакета последовательности информационных слов, который содержит начальные значения:

- пеленгов, т.е. угла наклона и азимута заданного OB относительно основания антенного устройства, жестко установленного внутри корпуса подвижного носителя, в связанной с центром масс подвижного носителя в системе координат Ox₁y₁z₁, (фиг.4);

- наклонной дальности L₀ до заданного OB и наклонной скорости сближения с заданным OB основания антенного устройства вместе с подвижным носителем в предстартовом положении (фиг.1);

- рыскания Ψ₀, тангажа ϑ₀ и крена γ₀ подвижного носителя вместе с основанием антенного устройства (фиг.5),

а также начальные условия выставки инерциального пеленгования заданного OB, т.е. штатные сигналы, пропорциональные начальным значениям:

- проекций , , вектора линейной скорости предстартового движения основания антенного устройства вместе с подвижным носителем на соответствующие оси местной горизонтальной системы координат Oxyz (фиг.1, фиг.3);

- декартовых координат ξ⁰(D₀), η⁰(Н₀), ζ⁰ подвижного носителя в местной горизонтальной системе координат О_ξηζ (фиг.1);

- долготы λ₀ и географической широты подвижного носителя (фиг.1)

и, кроме того, сигналы, пропорциональные необходимым режимным параметрам дальности, контрольное слово и командное слово.

Далее сформированные сигналы в виде пакета последовательных информационных слов проверяют на отсутствие в них искажений. После этого сигналы, характеризующие пакет последовательных информационных слов, преобразуют в параллельный код для обеспечении формирования сигналов инерциального пеленгования заданного OB. Затем на борту подвижного носителя преобразуют сигналы, пропорциональные начальным условиям выставки инерциального пеленгования заданного OB, в сигналы пропорциональные начальным значениям:

- проекций , , вектора линейной скорости предстартового перемещения-основания антенного устройства вместе с подвижным носителем на соответствующие оси базовой антенной системы координат (фиг.1, фиг.2);

- углов и визирования заданного OB соответственно в горизонтальной и в вертикальной плоскости в местной горизонтальной системе координат О_ξηζ (фиг.1, фиг.3);

- составляющих и пространственной угловой координаты заданного OB, т.е. параметров инерпиального пеленгования в двух взаимно перпендикулярных плоскостях его пеленгования в базовой антенной системе координат Oxyz (фиг.1, фиг.2), которые характеризуют сигналы рассогласования между направлением оптической оси зеркала антенного устройства и направлением на заданный OB в соответствующих плоскостях пеленгования;

- направляющих косинусов (где i, j=1,2,3), определяющих начальное взаимное положение базовой антенной системы координат Oxyz и опорной геоцентрической системы координат О_ξηζ связанной одной своей осью Сζ₀ с заданным OB, расположенном на земной поверхности (фиг.1).

Формирование перечисленных сигналов выполняют согласно следующему алгоритму:

где ξ⁰=ξ_max - начальное значен