RU2277696C2 - Integrated satellite inertial-navigational system - Google Patents
Integrated satellite inertial-navigational system Download PDFInfo
- Publication number
- RU2277696C2 RU2277696C2 RU2004111865/28A RU2004111865A RU2277696C2 RU 2277696 C2 RU2277696 C2 RU 2277696C2 RU 2004111865/28 A RU2004111865/28 A RU 2004111865/28A RU 2004111865 A RU2004111865 A RU 2004111865A RU 2277696 C2 RU2277696 C2 RU 2277696C2
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- outputs
- inputs
- group
- block
- corrector
- Prior art date
Links
Images
Abstract
Description
Изобретение относится к навигационной технике и может быть использовано при проектировании интегрированных навигационных систем для различных транспортных средств.The invention relates to navigation technology and can be used in the design of integrated navigation systems for various vehicles.
Одним из основных требований к навигационным системам различных транспортных средств является их автономность при обеспечении достаточной точности, обеспечивающей безопасность управления транспортным средством.One of the main requirements for the navigation systems of various vehicles is their autonomy while ensuring sufficient accuracy to ensure the safety of driving.
Известна система [1], которая содержит антенну, связанную через усилитель с четырехканальным радиоприемником, выходы которого подключены к первой группе входов вычислителя местоположения навигационных искусственных спутников Земли (ИСЗ), вторая группа входов которого соединена с выходами блока начальной установки альманаха данных о ИСЗ, а третий вход упомянутого вычислителя подключен к выходу таймера, связанного с соответствующим выходом приемника. Выходы вычислителя местоположения ИСЗ подключены к первой группе входов блока выделения радиовидимых ИСЗ, выходы которого соединены с входами блока выбора рабочего созвездия ИСЗ. Выходы блока выбора рабочего созвездия ИСЗ подключены к входам блока вычисления местоположения пользователя, выходы которого соединены с входами дисплея. Кроме того, система содержит блок ввода начальных данных о собственном положении пользователя, подключенный выходами к входам блока грубого вычисления местоположения пользователя, выходы которого соединены с другой группой входов блока выделения радиовидимых ИСЗ. На случай потери радиоконтакта с одним из спутников рабочего созвездия введен блок периодической выставки упрежденного времени, подключенный выходом к третьим входам блока грубого вычисления собственного местоположения системы и вычислителя местоположения ИСЗ, а также блок перехода к другому спутнику.A known system [1], which contains an antenna connected through an amplifier with a four-channel radio receiver, the outputs of which are connected to the first group of inputs of the computer calculating the location of navigation artificial Earth satellites (AES), the second group of inputs of which are connected to the outputs of the initial installation block of the almanac of satellite data, and the third input of the said calculator is connected to the output of the timer associated with the corresponding output of the receiver. The outputs of the satellite location calculator are connected to the first group of inputs of the radio-visible satellite selection block, the outputs of which are connected to the inputs of the satellite constellation selection block. The outputs of the selection block of the working constellation of the satellite are connected to the inputs of the block for calculating the location of the user, the outputs of which are connected to the inputs of the display. In addition, the system contains a block for inputting initial data on the user's own position, connected by outputs to the inputs of the block for rough calculation of the user's location, the outputs of which are connected to another group of inputs of the radio-visible satellite selection block. In case of loss of radio contact with one of the satellites of the working constellation, a unit of a periodic exhibition of anticipated time was introduced, connected to the third inputs of the unit for rough calculation of the system’s own location and the satellite’s location calculator, as well as a unit for switching to another satellite.
Эта система решает задачу определения местоположения пользователя в трехмерном пространстве, если имеет надежный радиоконтакт и достоверную информацию от всех четырех спутников выбранного рабочего созвездия, однако на поиск, захват и сопровождение этого созвездия затрачивают значительное время из-за неточного определения начального местоположения пользователя с ошибкой, составляющей сотни километров.This system solves the problem of determining the user's location in three-dimensional space if it has reliable radio contact and reliable information from all four satellites of the selected working constellation, however, it takes considerable time to search, capture and maintain this constellation due to inaccurate determination of the user's initial location with an error of hundreds of kilometers.
Наиболее близкой к предлагаемой системе по технической сущности является система [2], которая содержит радиоприемник, соединенный через усилитель с антенной, а выходами подключенный к вычислителю местоположения навигационных спутников, подключенному другими входами к блоку начальной установки альманаха данных об орбитах спутников, а выходы этого вычислителя соединены с входами блока выделения радиовидимых спутников. Выходы этого блока подключены к входам блока выделения рабочего созвездия спутников, соединенного выходами с входами блока вычислителя местоположения потребителя. Кроме того, в систему входят измеритель проекций абсолютной угловой скорости, состоящий их трех ортогонально установленных лазерных гироскопов, измеритель проекций кажущегося ускорения, включающий три акселерометра, установленных по соответствующим осям лазерных гироскопов. Указанные измерители через блоки коррекции подключены к вычислителю навигационных параметров, выходы которого связаны через третий блок коррекции с выходами системы и с выходами дисплея, при этом часть выходов системы подключена к входам блока выделения радиовидимых спутников, а часть выходов вычислителя навигационных параметров подключена к первой группе входов анализатора достоверности информации, другая группа входов которого соединена с выходами блока вычисления местоположения потребителя. Выходы анализатора через блок ключей связаны с входами навигационного фильтра, первая группа выходов которого соединена соответственно с входами двух блоков коррекции, а вторая группа выходов подключена к входам третьего блока коррекции.Closest to the proposed system in technical essence is the system [2], which contains a radio receiver connected through an amplifier to an antenna, and connected to an output computer for the location of navigation satellites, connected by other inputs to the initial setting unit of the almanac of satellite orbits, and the outputs of this computer connected to the inputs of the block selection radio-visible satellites. The outputs of this unit are connected to the inputs of the allocation unit of the working constellation of satellites, connected by the outputs to the inputs of the unit of the consumer location calculator. In addition, the system includes a projection meter of absolute angular velocity, consisting of three orthogonally mounted laser gyroscopes, a projection meter of apparent acceleration, including three accelerometers installed along the corresponding axes of the laser gyroscopes. These meters through the correction blocks are connected to the navigation parameters calculator, the outputs of which are connected through the third correction block to the system outputs and to the display outputs, while some of the system outputs are connected to the inputs of the radio-visual satellite extraction unit, and some of the outputs of the navigation parameters calculator are connected to the first group of inputs information reliability analyzer, another group of inputs of which is connected to the outputs of the consumer location calculation unit. The outputs of the analyzer through the key block are connected to the inputs of the navigation filter, the first group of outputs of which are connected respectively to the inputs of two correction blocks, and the second group of outputs is connected to the inputs of the third correction block.
Известная система довольно точно решает задачу навигации, но при этом требует ввода начальных данных о широте, долготе, высоте местоположения транспортного средства, а также ориентации относительно меридиана - азимуте, а также не обеспечивает формирование выходных сигналов, пропорциональных параметрам движения, полученным на основе только инерциальной информации. Расширенный состав выходных сигналов требуется, в частности, при использовании системы в пилотажно-навигационном комплексе самолетов.The known system quite accurately solves the navigation problem, but it requires the input of initial data on the latitude, longitude, height of the vehicle’s location, as well as orientation relative to the meridian - azimuth, and also does not provide output signals proportional to the motion parameters obtained on the basis of only inertial information. An expanded composition of the output signals is required, in particular, when using the system in the flight-navigation complex of aircraft.
Задачей настоящего изобретения является повышение автономности системы, расширение состава формируемых сигналов и повышение точности.The objective of the present invention is to increase the autonomy of the system, expanding the composition of the generated signals and improving accuracy.
Для решения поставленной задачи предложена интегрированная инерциально-спутниковая навигационная система, содержащая многоканальный радиоприемник, вход которого через усилитель связан с антенной, а его выходы подключены к первой группе входов вычислителя местоположения спутников, блок начальной установки альманаха данных о спутниках, подключенный выходами к второй группе входов вычислителя местоположения спутников, таймер, подключенный выходом к синхронизирующему входу вычислителя местоположения спутников, а его выходы соединены с входами блока выделения радиовидимых спутников, подключенного выходами к входам блока выбора рабочего созвездия спутников, выходы которого соединены с входами блока вычисления местоположения пользователя, а также измеритель проекций абсолютной угловой скорости и измеритель проекций вектора кажущегося ускорения, подключенные соответственно через корректор угловой скорости и корректор кажущегося ускорения к вычислителю навигационных параметров, в которую дополнительно введены блок комплексирования информации и вычислитель начальных данных, входы с первого по третий которого соединены с одноименными входами корректора угловой скорости и выходами измерителя проекций абсолютной угловой скорости, входы с четвертого по шестой соединены соответственно с выходами измерителя проекций вектора кажущегося ускорения и с входами с первого по третий корректора кажущегося ускорения, при этом вторая группа входов соединена с входами с четвертого по шестой корректора угловой скорости и подключена к выходам с тринадцатого по пятнадцатый блока комплексирования информации, а третьей группой из трех входов соединен с входами с семнадцатого по девятнадцатый блока комплексирования информации и подключен к выходам с первого по третий блока вычисления местоположения пользователя, остальные выходы которого с четвертого по шестой связаны с входами с двадцатого по двадцать второй блока комплексирования информации непосредственно, при этом выходы вычислителя начальных данных с четвертого по девятый связаны с второй группой входов из шести вычислителя навигационных параметров и с входами с десятого по пятнадцатый блока комплексирования информации, а выходы с первого по третий непосредственно связаны с входами с седьмого по девятый блока комплексирования информации, первая группа входов с первого по шестой которого соединена с одноименными входами вычислителя навигационных параметров, девять выходов которого соединены с одноименными выходами системы непосредственно, и подключена соответственно к трем выходам корректора угловой скорости и трем выходам корректора кажущегося ускорения, а шестнадцатый вход связан с выходом таймера, при этом выходы блока комплексирования информации с первого по третий соединены с второй группой входов блока выбора рабочего созвездия спутников, выходы с шестнадцатого по восемнадцатый подключены соответственно к входам с четвертого по шестой корректора кажущегося ускорения, а выходы с четвертого по двенадцатый соединены с выходами системы с десятого по восемнадцатый непосредственно.To solve this problem, an integrated inertial-satellite navigation system is proposed, containing a multi-channel radio receiver, the input of which is connected to an antenna through an amplifier, and its outputs are connected to the first group of inputs of the satellite location calculator, the unit for setting the satellite data almanac, connected to the second group of inputs satellite location calculator, a timer connected by the output to the synchronizing input of the satellite location calculator, and its outputs are connected with the inputs of the block of separation of radio-visible satellites connected to the inputs of the block for selecting the working constellation of satellites, the outputs of which are connected to the inputs of the unit for calculating the location of the user, as well as the projection meter of the absolute angular velocity and the projection meter of the apparent acceleration vector, connected respectively through the angular velocity corrector and the apparent corrector acceleration to the calculator of navigation parameters, into which an information complexing unit and a calculator of data, the first to third inputs of which are connected to the inputs of the angular velocity corrector of the same name and the outputs of the absolute angular velocity projection meter, the fourth to sixth inputs are connected respectively to the outputs of the projection meter of the apparent acceleration vector and the first to third inputs of the apparent acceleration corrector, at this second group of inputs is connected to the inputs from the fourth to sixth corrector of the angular velocity and connected to the outputs from the thirteenth to the fifteenth block of information integration, and the third group of three inputs is connected to the inputs from the seventeenth to nineteenth information processing unit and connected to the outputs from the first to third unit of calculating the location of the user, the remaining outputs of which fourth to sixth are directly connected to the inputs from the twentieth to twenty second information processing unit, when the outputs of the initial data calculator from the fourth to the ninth are connected to the second group of inputs from six calculators of navigation parameters and to the inputs from the tenth to fifteen the fifth block of information complexing, and the first to third outputs are directly connected to the inputs from the seventh to ninth information complexing block, the first group of inputs from the first to the sixth of which are connected to the inputs of the navigation parameters calculator of the same name, nine outputs of which are connected directly to the system outputs of the same name, and connected respectively to the three outputs of the angular velocity corrector and the three outputs of the apparent acceleration corrector, and the sixteenth input is connected to the timer output, while the outputs of the information complexing unit from the first to the third are connected to the second group of inputs of the selection block of the working constellation of satellites, the sixteenth to eighteenth outputs are connected respectively to the inputs from the fourth to sixth apparent acceleration corrector, and the fourth to twelfth outputs are connected to the outputs of the tenth to eighteenth directly.
На фиг.1 приведена блок-схема предлагаемой системы; на фиг.2 - блок-схема алгоритма, реализованного в вычислителе начальных данных, на фиг.3 - блок-схема алгоритма, реализованного в вычислителе навигационных параметров; на фиг.4 - блок-схема реализованного в блоке комплексирования информации алгоритма обобщенной фильтрации.Figure 1 shows a block diagram of the proposed system; figure 2 is a block diagram of an algorithm implemented in the calculator of the initial data, figure 3 is a block diagram of an algorithm implemented in the calculator of navigation parameters; figure 4 is a block diagram of a generalized filtering algorithm implemented in the information complexing unit.
Внутренняя структура блоков коррекции показана непосредственно на фиг.1.The internal structure of the correction blocks is shown directly in FIG.
Согласно прототипу в качестве измерителей трех проекций абсолютной угловой скорости и кажущегося ускорения могут быть использованы, например, три одноосных лазерных гироскопа и три акселерометра, оси которых образуют единую ортогональную систему координат, связанную с носителем системы.According to the prototype, for example, three uniaxial laser gyroscopes and three accelerometers, the axes of which form a single orthogonal coordinate system associated with the carrier of the system, can be used as measuring instruments for three projections of absolute angular velocity and apparent acceleration.
Остальные блоки предлагаемой системы реализуют алгоритмы прототипа.The remaining blocks of the proposed system implement the prototype algorithms.
В соответствии с фиг.1 система содержит многоканальный радиоприемник 1 (РП), связанный через усилитель 2 (Ус) с антенной 3, а выходами подключенный к первой группе входов вычислителя 4 местоположения спутников (ВМС), вторая группа входов которого соединена с выходами блока 5 начальной установки альманаха данных о спутниках (БНУАДС), при этом синхронизирующий вход вычислителя 4 подключен к выходу таймера 6, а его выходы соединены с входами блока 7 выделения радиовидимых спутников (БВРВС). Выходы блока 7 соединены с первой группой входов блока 8 выбора рабочего созвездия спутников (БВРСС), вторая группа входов которого подключена к выходам с первого по третий блока 9 комплексирования информации (БКИ). Выходы блока 8 соединены с входами блока 10 вычисления местоположения пользователя (БВМП), подключенного тремя выходами с первого по третий к третьей группе входов вычислителя 11 начальных данных (ВНД) и к входам с семнадцатого по девятнадцатый блока 9 комплексирования информации, а тремя выходами с четвертого по шестой подключен к входам блока 9 с двадцатого по двадцать второй. Первая группа входов блока 9 комплексирования информации с первого по третий соединена с одноименными входами вычислителя 12 навигационных параметров (ВНП), выходы которого связаны с одноименными выходами системы, и подключена к одноименным выходам корректора 13 угловой скорости (КУС), три первых входа из шести которого соединены с одноименными выходами измерителя 14 проекций абсолютной угловой скорости (ИПАУС) и входами с первого по третий вычислителя 11 начальных данных, а входы с четвертого по шестой корректора 13 соединены соответственно с входами вычислителя 11 начальных данных с седьмого по девятый и подключены соответственно к выходам с тринадцатого по пятнадцатый блока 9 комплексирования информации. Входы с четвертого по шестой блока 9 комплексирования информации соединены с одноименными входами вычислителя 12 навигационных параметров и подключены соответственно к выходам корректора 15 кажущегося ускорения (ККУ), первые три входа которого соединены с четвертым, пятым и шестым входами вычислителя 11 начальных данных и подключены к одноименным выходам измерителя 16 проекций вектора кажущегося ускорения (ИПВКУ), а входы с четвертого по шестой корректора 15 подключены соответственно к выходам с шестнадцатого по восемнадцатый блока 9 комплексирования информации. Выходы с первого по третий вычислителя 11 начальных данных соединены с входами с седьмого по девятый блока 9 комплексирования информации, а выходы с четвертого по девятый подключены к входам с седьмого по двенадцатый вычислителя 12 навигационных параметров и к входам с десятого по пятнадцатый блока 9 комплексирования информации, шестнадцатый вход которого связан с выходом таймера 6, а выходы с четвертого по двенадцатый непосредственно соединены с выходами системы с десятого по восемнадцатый.In accordance with Fig. 1, the system comprises a multichannel radio receiver 1 (RP) connected through an amplifier 2 (Us) to an antenna 3, and connected to the outputs of a first group of inputs of a satellite 4 computer (IUD), the second group of inputs of which is connected to the outputs of block 5 initial installation of the satellite data almanac (BNUADS), while the synchronizing input of the computer 4 is connected to the output of the timer 6, and its outputs are connected to the inputs of the block 7 selection of radio-visible satellites (BVRVS). The outputs of block 7 are connected to the first group of inputs of block 8 of the choice of the working constellation of satellites (BVSS), the second group of inputs of which is connected to the outputs from the first to third block 9 of information aggregation (BKI). The outputs of block 8 are connected to the inputs of
Предлагаемая интегрированная инерциально-спутниковая навигационная система (ИИСНС) работает следующим образом.The proposed integrated inertial-satellite navigation system (IISNS) works as follows.
Исходной информацией для формирования выходных параметров ИИСНС являются сигналы с трех связанных с корпусом самолета и установленных ортогонально друг относительно друга гироскопов, входящих в состав измерителя 14 проекций абсолютной угловой скорости, и сигналы с трех аналогично расположенных акселерометров, входящих в измеритель 16 проекций вектора кажущегося ускорения.The initial information for the formation of the ISISS output parameters is signals from three gyroscopes connected to the aircraft body and installed orthogonally relative to each other, which are part of the absolute projection of the projection of absolute angular velocity, and signals from three similarly located accelerometers included in the meter of 16 projections of the apparent acceleration vector.
Сигналы с гироскопов, пропорциональные проекциям вектора абсолютной угловой скорости ωx, ωy, ωz, и сигналы с акселерометров, пропорциональные проекциям вектора кажущегося ускорения ax, ay, az, поступают в вычислитель 11 начальных данных и через корректор 13 угловой скорости и корректор 15 кажущегося ускорения в блок 9 комплексирования информации, а также в вычислитель 12 навигационных параметров.Signals from gyroscopes proportional to the projections of the absolute angular velocity vector ωx, ωy, ωz, and signals from accelerometers proportional to the projections of the apparent acceleration vector ax, ay, az are fed to the initial data calculator 11 and through the angular velocity corrector 13 and the apparent acceleration corrector 15 in block 9 of information integration, as well as in the computer 12 navigation parameters.
В ВНД поступают также сигналы, пропорциональные широте φс, высоте hc и долготе λс самолета из блока 10 вычисления местоположения пользователя приемника спутниковой информации, а также сигналы ошибок измерений проекций угловой скорости Δωx, Δωy, Δωz из БКИ для их запоминания в энергонезависимой памяти блока. В начальный момент времени эти сигналы отсутствуют.The GNI also receives signals proportional to the latitude φс, height hc and longitude λс of the aircraft from the satellite information receiver
В ВНД осуществляется подготовка начальных данных для БКИ и ВНП по следующему алгоритму (см. фиг.2). Сигналы φ0, h0, λ0, пропорциональные значениям широты, высоты и долготы местоположения самолета, получаются осреднением одноименных спутниковых сигналов на интервале времени накопления данных. Сигналы ψ0, θ0, γ0, соответственно пропорциональные начальным значениям угла курса, тангажа и крена самолета, определяются по алгоритмуIn the GNI, the initial data for the BKI and GNP are prepared according to the following algorithm (see Fig. 2). Signals φ0, h0, λ0, which are proportional to the latitude, altitude, and longitude of the aircraft’s location, are obtained by averaging satellite signals of the same name over the data accumulation time interval. The signals ψ0, θ0, γ0, respectively proportional to the initial values of the angle of the course, pitch and roll of the aircraft, are determined by the algorithm
где 
Δωх0, Δωу0, Δωz0 - ошибки измерений проекций угловой скорости, полученные при предыдущем включении системы и считанные из энергонезависимой памяти ВНД. Учет ошибок измерений угловой скорости, сохраненных в энергонезависимой памяти в результате предыдущего включения системы, позволяет повысить точность гирокомпасирования в текущем включении и, соответственно, точность функционирования всей системы.Δωх0, Δωу0, Δωz0 - measurement errors of the projections of the angular velocity obtained at the previous turn on of the system and read from the non-volatile memory of the GNI. Taking into account the errors in measuring the angular velocity stored in non-volatile memory as a result of the previous inclusion of the system makes it possible to increase the accuracy of gyrocompassing in the current inclusion and, accordingly, the accuracy of the entire system.
В КУС осуществляется учет ошибок измерений угловой скорости вращения путем суммирования сигналов, пришедших с ИПАУС, с сигналами, пропорциональными ошибкам гироскопов, оцениваемым в БКИ.In the control panel, errors in measuring the angular velocity of rotation are taken into account by summing the signals received from the IPAUS with signals proportional to the errors of the gyroscopes evaluated in the BKI.
В ККУ осуществляется учет ошибок измерений кажущегося ускорения путем суммирования сигналов, пришедших с ИПВКУ, с сигналами, пропорциональными ошибкам акселерометров, оцениваемым в БКИ.In KKU, the measurement errors of apparent acceleration are taken into account by summing the signals received from the IKVKU with signals proportional to the errors of the accelerometers estimated in the BKI.
В ВНП по сигналам, поступающим из корректоров угловой скорости и кажущегося ускорения, с учетом начальных данных, поступивших из ВНД, осуществляется оперативное вычисление навигационных параметров: углов ориентации самолета относительно географического меридиана ψ и плоскости местного горизонта θ, γ; северной vN, вертикальной vh и восточной vE составляющих относительной скорости поступательного движения самолета, а также его географических координат φ, h, λ. Указанные параметры в виде соответствующих сигналов выдаются во внешние системы.In GNP, based on the signals coming from the correctors of the angular velocity and apparent acceleration, taking into account the initial data received from the GNI, the navigation parameters are quickly calculated: the orientation angles of the aircraft relative to the geographic meridian ψ and the plane of the local horizon θ, γ; northern vN, vertical vh and eastern vE components of the relative speed of the translational motion of the aircraft, as well as its geographical coordinates φ, h, λ. The indicated parameters in the form of corresponding signals are output to external systems.
Порядок формирования выходных сигналов ВНП следующий (см. фиг.3). Все вычисления, связанные с обработкой сигналов, поступающих из блоков 13, 15, осуществляются для переменных, характеризующих состояние объекта в стартовой инерциальной системе координат, совпадающей с географической в точке старта, по следующему алгоритму.The order of formation of the output signals of GNP is as follows (see figure 3). All calculations related to the processing of signals coming from blocks 13, 15 are carried out for variables characterizing the state of the object in the starting inertial coordinate system, which coincides with the geographical at the starting point, according to the following algorithm.
В начальный момент времени по сигналам ψ0, θ0, γ0 вычисляется исходное значение кватерниона ориентации Λ0={λ0, λ1, λ2, λ3}:At the initial time, the initial value of the orientation quaternion Λ 0 = {λ 0 , λ 1 , λ 2 , λ 3 } is calculated from the signals ψ0, θ0, γ0:
Далее по формуле сложения поворотов для тактов счета n=1, 2, 3, ... вычисляется кватернион текущей ориентации самолетаFurther, according to the formula for adding turns for counting cycles n = 1, 2, 3, ..., the quaternion of the current orientation of the aircraft is calculated
в которой кватернион ΔΛ определяется как результат интегрирования уравнения 
Далее, скорректированный вектор кажущегося ускорения a^, составленный из сигналов ax^, ay^, az, перепроецируется в стартовую инерциальную систему координат в соответствии со стандартным преобразованием 
Вычисление вектора текущей скорости осуществляется в результате интегрирования уравнения 
при начальном значении V'(0)={0,0, Ω·R0cosφ0}, где Ω - угловая скорость вращения Земли, R0 - длина радиус-вектора, соединяющего центр Земли с точкой старта.with the initial value V '(0) = {0,0, Ω · R 0 cosφ0}, where Ω is the angular velocity of the Earth’s rotation, R 0 is the length of the radius vector connecting the center of the Earth with the starting point.
Местоположение самолета в стартовой системе координат вычисляется путем интегрирования уравнения 
при нулевом начальном значении вектора r'.at zero initial value of the vector r '.
Формирование выходных сигналов вычислителя 12 навигационных параметров ψ, θ, γ, φ, h, λ, vN, vh, vE осуществляется с учетом полученных значений кватерниона ориентации Λ, вектора абсолютной скорости v' и радиус-вектора r' по известным формулам.The output signals of the calculator 12 of the navigation parameters ψ, θ, γ, φ, h, λ, vN, vh, vE are formed taking into account the obtained values of the orientation quaternion Λ, the absolute velocity vector v 'and the radius vector r' according to well-known formulas.
Принимаемые антенной 3 сигналы от навигационных спутников через усилитель 2 поступают на многоканальный радиоприемник 1, который после их обработки выдает информацию о спутниках в вычислитель 4 местоположения спутников. Вычислитель 4 по данным об орбитах спутников, выдаваемым блоком 5 информации из радиоприемника 1 и по сигналу таймера 6, вычисляет местоположение спутников, из совокупности которых затем будет выбрана группа, обеспечивающая наилучшую точность навигационного решения.The signals received by the antenna 3 from the navigation satellites through the amplifier 2 are fed to a multi-channel radio 1, which, after processing, provides information about the satellites to the satellite position calculator 4. Calculator 4, based on satellite orbit data generated by information block 5 from radio 1 and timer 6, calculates the location of satellites, from the totality of which the group that ensures the best accuracy of the navigation solution will then be selected.
Это осуществляется в блоке 8 выбора рабочего созвездия спутников, на входы которого, помимо спутниковой информации из блока 7, поступают из блока 9 сигналы ^φ, ^h, ^λ, пропорциональные географическим координатам самолета, полученным на основе инерциальных данных и соответствующим их априорной оценке в фильтре Калмана на момент прихода спутниковых сигналов. С учетом этих сигналов в блоке 8 осуществляется рациональный выбор рабочего созвездия спутников при количестве радиовидимых спутников, большем 4, повышающий достоверность и точность последующих навигационных решений.This is carried out in block 8 of the selection of the working constellation of satellites, the inputs of which, in addition to satellite information from block 7, receive signals from block 9 signals ^ φ, ^ h, ^ λ, proportional to the geographical coordinates of the aircraft, obtained on the basis of inertial data and corresponding to their a priori estimate in the Kalman filter at the time of arrival of satellite signals. Given these signals, in block 8, a rational choice is made of the working constellation of satellites with the number of radio-visible satellites greater than 4, which increases the reliability and accuracy of subsequent navigation decisions.
Алгоритм такого выбора состоит в следующем:The algorithm for this choice is as follows:
1) По оценкам положения самолета (по сигналам из БКИ) и спутников (по сигналам из 4) определяются расчетные значения дальностей до каждого навигационного спутника, а также коридоры возможных значений псевдодальности;1) According to estimates of the position of the aircraft (according to signals from the CCI) and satellites (according to signals from 4), the calculated values of the ranges to each navigation satellite, as well as the corridors of possible pseudorange values, are determined;
2) С учетом всей имеющейся информации о среде распространения навигационного сигнала, состояниях шкал времени и проч. уточняются результаты измерения псевдодальностей по каждому навигационному спутнику и определяются невязки измерений как разности между измеренными (с учетом уточнений) и расчетными значениями;2) Taking into account all available information about the distribution medium of the navigation signal, the status of time scales, and so on. the results of the measurement of pseudorange for each navigation satellite are specified and the residuals of measurements are determined as the difference between the measured (taking into account refinements) and calculated values;
3) Сравнивая значения невязок измерений с пороговым уровнем (исходя из коридора возможных значений), делается вывод о включении результата измерений в дальнейшую обработку, на основании чего формируется рабочее созвездие навигационных спутников.3) Comparing the values of the measurement discrepancies with the threshold level (based on the corridor of possible values), it is concluded that the measurement result is included in further processing, on the basis of which a working constellation of navigation satellites is formed.
Далее информация о спутниках, включенных в рабочее созвездие, поступает в блок 10 вычисления местоположения пользователя, в котором вырабатываются сигналы, пропорциональные координатам самолета φс, hc, λс и его скорости vn, vh, ve. Все указанные сигналы поступают в БКИ для коррекции навигационных параметров. Кроме того, сигналы φc, hc, λc поступают в ВНД для начальной выставки самолета при включении системы.Further, information about the satellites included in the working constellation enters the
Комплексирование инерциальной и спутниковой информации осуществляется в блоке 9 комплексирования информации, на вход которого поступают сигналы скорректированной угловой скорости вращения из корректора 13 угловой скорости, скорректированного кажущегося ускорения из корректора 15 кажущегося ускорения, а также сигналы из блока 10 приемника спутниковой информации о местоположении и скорости самолета и сигнал секундной метки от таймера 6 для синхронизации инерциальной и спутниковой информации. После включения системы в блоке 9 комплексирования информации одноразово поступают также сигналы из ВНД о местоположении самолета φ0, h0, λ0, ориентации самолета ψ0, θ0, γ0 и ошибках гироскопов Δωx0, Δωy0, Δωz0. Выходные сигналы блока формируются в соответствии с алгоритмом обобщенного фильтра Калмана, блок-схема которого приведена на фиг.4, и включают в себя скорректированные значения местоположения самолета φ^, h^, λ^, скорости самолета vN^, vh^, vE^, ориентации самолета ψ^, θ^, γ^, выдаваемые во внешние системы, а также сигналы, пропорциональные ошибкам измерений гироскопов Δωx, Δωy, Δωz, поступающие в корректор 13 для коррекции текущих измерений угловой скорости и в вычислитель 11 для сохранения в энергонезависимой памяти, и ошибкам измерений акселерометров Δax, Δay, Δaz, поступающие в корректор 15 для коррекции текущих измерений кажущегося ускорения. Кроме того, на выходе БКИ формируются некорректированные от спутниковой информации сигналы ^φ, ^h, ^λ, которые поступают в блок 8 для оптимизации выбора рабочего созвездия спутников.The integration of inertial and satellite information is carried out in the information processing unit 9, the input of which receives the signals of the corrected angular velocity from the corrector 13 of the angular velocity, the corrected apparent acceleration from the corrector 15 of the apparent acceleration, as well as the signals from the
Таким образом, благодаря расширению состава выходных сигналов системы, в который включены, помимо указанных в прототипе, скорректированные углы ориентации самолета, а также координаты и скорость самолета, вычисляемые без спутниковой коррекции, увеличивается информационная ценность системы с точки зрения ее использования в составе пилотажно-навигационного комплекса самолета. Благодаря введению в состав системы вычислителя начальных данных, исключающего необходимость ввода начальных данных извне, повышается ее автономность. Кроме того, сохранение в энергонезависимой памяти вычислителя начальных данных ошибок измерений угловой скорости, полученных в предыдущем запуске системы, и их использование в текущем запуске повышает точность навигационной системы. Введение обратной связи от блока комплексирования информации к блоку выбора рабочего созвездия спутников, с помощью которой осуществляется отбор наиболее достоверной спутниковой информации при избыточном количестве радиовидимых спутников, повышает достоверность и точность навигационных определений системы в целом.Thus, by expanding the composition of the output signals of the system, which includes, in addition to those indicated in the prototype, the corrected orientation angles of the aircraft, as well as the coordinates and speed of the aircraft, calculated without satellite correction, the informational value of the system increases from the point of view of its use in flight and navigation complex aircraft. Thanks to the introduction of the initial data into the system of the calculator, which eliminates the need to enter the initial data from the outside, its autonomy increases. In addition, storing in the non-volatile memory of the calculator the initial data of the errors in the angular velocity measurements obtained at the previous start of the system, and their use in the current start, increases the accuracy of the navigation system. The introduction of feedback from the information complexing unit to the unit for selecting the working constellation of satellites, with the help of which the most reliable satellite information is selected with an excessive number of radio-visible satellites, increases the reliability and accuracy of the navigation definitions of the system as a whole.
Источники информацииInformation sources
1. Заявка ЕПВ №0353849, G 01 S 5/14, 1989.1. Application EPO No. 0353849, G 01 S 5/14, 1989.
2. Патент РФ №2087867, G 01 C 23/00, 1993 - прототип.2. RF patent No. 2087867, G 01 C 23/00, 1993 - prototype.
Claims (1)
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2004111865/28A RU2277696C2 (en) | 2004-04-21 | 2004-04-21 | Integrated satellite inertial-navigational system |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2004111865/28A RU2277696C2 (en) | 2004-04-21 | 2004-04-21 | Integrated satellite inertial-navigational system |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2004111865A RU2004111865A (en) | 2005-10-10 |
| RU2277696C2 true RU2277696C2 (en) | 2006-06-10 |
Family
ID=35850918
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2004111865/28A RU2277696C2 (en) | 2004-04-21 | 2004-04-21 | Integrated satellite inertial-navigational system |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2277696C2 (en) |
Cited By (10)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2458321C1 (en) * | 2011-04-28 | 2012-08-10 | Открытое акционерное общество "Раменский приборостроительный завод" (ОАО "РПЗ") | Inertial data conversion union |
| RU2462690C1 (en) * | 2011-05-13 | 2012-09-27 | Открытое акционерное общество "Концерн "Центральный научно-исследовательский институт "Электроприбор" | Integrated inertial satellite system for orientation and navigation |
| RU2478187C2 (en) * | 2011-06-16 | 2013-03-27 | ОАО "Концерн "Моринформсистема-Агат" | Ship navigation system |
| RU2487419C1 (en) * | 2012-02-06 | 2013-07-10 | Российская Федерация, от имени которой выступает Министерство промышленности и торговли Российской Федерации (Минпромторг России) | System for complex processing of information of radio navigation and self-contained navigation equipment for determining real values of aircraft navigation parameters |
| RU2492499C1 (en) * | 2012-03-01 | 2013-09-10 | Открытое акционерное общество "Российская корпорация ракетно-космического приборостроения и информационных систем" (ОАО "Российские космические системы") | Method of determining location of object with use of global navigation satellite systems and system for its implementation |
| RU2495377C1 (en) * | 2009-07-10 | 2013-10-10 | Сагем Дефенс Секьюрите | Method of determining navigation parameters for carrier and hybridisation device |
| RU2498219C2 (en) * | 2011-05-11 | 2013-11-10 | Федеральное государственное военное образовательное учреждение высшего профессионального образования Военная академия Ракетных войск стратегического назначения имени Петра Великого МО РФ | Method of determining parameters of motion of artificial satellite of earth according to measurements of current navigation parameters for short measured interval |
| RU2561003C1 (en) * | 2014-05-14 | 2015-08-20 | Российская Федерация, От Имени Которой Выступает Министерство Промышленности И Торговли Российской Федерации | Integrated orientation and navigation system for objects with fast rotation about longitudinal axis |
| RU2570358C1 (en) * | 2014-05-07 | 2015-12-10 | Акционерное общество "ЛАЗЕКС" | Fault tolerant integrated navigation system with excessive quantity of angular speed meters |
| RU2586076C1 (en) * | 2014-12-29 | 2016-06-10 | Федеральное государственное бюджетное учреждение "4 Центральный научно-исследовательский институт Министерства обороны Российской Федерации" | Method of detecting tampering of accuracy characteristics of space navigation systems |
-
2004
- 2004-04-21 RU RU2004111865/28A patent/RU2277696C2/en active
Cited By (10)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2495377C1 (en) * | 2009-07-10 | 2013-10-10 | Сагем Дефенс Секьюрите | Method of determining navigation parameters for carrier and hybridisation device |
| RU2458321C1 (en) * | 2011-04-28 | 2012-08-10 | Открытое акционерное общество "Раменский приборостроительный завод" (ОАО "РПЗ") | Inertial data conversion union |
| RU2498219C2 (en) * | 2011-05-11 | 2013-11-10 | Федеральное государственное военное образовательное учреждение высшего профессионального образования Военная академия Ракетных войск стратегического назначения имени Петра Великого МО РФ | Method of determining parameters of motion of artificial satellite of earth according to measurements of current navigation parameters for short measured interval |
| RU2462690C1 (en) * | 2011-05-13 | 2012-09-27 | Открытое акционерное общество "Концерн "Центральный научно-исследовательский институт "Электроприбор" | Integrated inertial satellite system for orientation and navigation |
| RU2478187C2 (en) * | 2011-06-16 | 2013-03-27 | ОАО "Концерн "Моринформсистема-Агат" | Ship navigation system |
| RU2487419C1 (en) * | 2012-02-06 | 2013-07-10 | Российская Федерация, от имени которой выступает Министерство промышленности и торговли Российской Федерации (Минпромторг России) | System for complex processing of information of radio navigation and self-contained navigation equipment for determining real values of aircraft navigation parameters |
| RU2492499C1 (en) * | 2012-03-01 | 2013-09-10 | Открытое акционерное общество "Российская корпорация ракетно-космического приборостроения и информационных систем" (ОАО "Российские космические системы") | Method of determining location of object with use of global navigation satellite systems and system for its implementation |
| RU2570358C1 (en) * | 2014-05-07 | 2015-12-10 | Акционерное общество "ЛАЗЕКС" | Fault tolerant integrated navigation system with excessive quantity of angular speed meters |
| RU2561003C1 (en) * | 2014-05-14 | 2015-08-20 | Российская Федерация, От Имени Которой Выступает Министерство Промышленности И Торговли Российской Федерации | Integrated orientation and navigation system for objects with fast rotation about longitudinal axis |
| RU2586076C1 (en) * | 2014-12-29 | 2016-06-10 | Федеральное государственное бюджетное учреждение "4 Центральный научно-исследовательский институт Министерства обороны Российской Федерации" | Method of detecting tampering of accuracy characteristics of space navigation systems |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| RU2004111865A (en) | 2005-10-10 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| Bryne et al. | Nonlinear observers for integrated INS\/GNSS navigation: implementation aspects | |
| US8311739B2 (en) | Inertial navigation system error correction | |
| US4405986A (en) | GSP/Doppler sensor velocity derived attitude reference system | |
| US6860023B2 (en) | Methods and apparatus for automatic magnetic compensation | |
| CN101382431B (en) | Positioning system and method thereof | |
| Georgy et al. | Vehicle navigator using a mixture particle filter for inertial sensors/odometer/map data/GPS integration | |
| CN112432642B (en) | Gravity beacon and inertial navigation fusion positioning method and system | |
| JP2001221652A (en) | Inertial guide apparatus and method for navigation system for car | |
| JP2000506604A (en) | Improved vehicle navigation system and method | |
| CN104697520B (en) | Integrated gyro free strap down inertial navigation system and gps system Combinated navigation method | |
| RU2277696C2 (en) | Integrated satellite inertial-navigational system | |
| CN109059913A (en) | A kind of zero-lag integrated navigation initial method for onboard navigation system | |
| RU2334199C1 (en) | Inertial-satellite navigation system with combination application of satellite data | |
| CN105549058A (en) | Atomic clock, micro-inertia measurement combination and navigation system coupling method and system | |
| RU2723976C1 (en) | Method for determining angular orientation of ground vehicle | |
| Iqbal et al. | A review of sensor system schemes for integrated navigation | |
| Gao et al. | Gyroscope drift estimation in tightly-coupled INS/GPS navigation system | |
| RU2313067C2 (en) | Method of determination of flying vehicle navigational parameters and device for realization of this method | |
| RU2087867C1 (en) | Complex inertia-satellite navigation system | |
| JPH0666920A (en) | Apparatus and method for measuring three-dimensional position | |
| RU2170410C1 (en) | Flying vehicle navigation complex | |
| Wang et al. | Study on GNSS/DR integrated navigation | |
| RU2263280C1 (en) | Complex navigation system | |
| US20050143872A1 (en) | Aircraft gps instrumentation system and relative method | |
| RU2230294C1 (en) | Navigational complex for flying vehicle |