RU2338160C1 - Method for navigation parametre definition - Google Patents
Method for navigation parametre definition Download PDFInfo
- Publication number
- RU2338160C1 RU2338160C1 RU2007123823/28A RU2007123823A RU2338160C1 RU 2338160 C1 RU2338160 C1 RU 2338160C1 RU 2007123823/28 A RU2007123823/28 A RU 2007123823/28A RU 2007123823 A RU2007123823 A RU 2007123823A RU 2338160 C1 RU2338160 C1 RU 2338160C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- navigation
- satellite
- inertial
- parameters
- navigation system
- Prior art date
Links
Images
Landscapes
- Position Fixing By Use Of Radio Waves (AREA)
- Navigation (AREA)
Abstract
Description
Изобретение относится к области навигации, в частности к способам инерциально-спутниковой навигации, и предназначено для определения параметров навигации (координат и скоростей). Изобретение может быть использовано при проектировании интегрированных навигационных систем, в особенности для объектов с малым временем эксплуатации.The invention relates to the field of navigation, in particular to methods of inertial-satellite navigation, and is intended to determine navigation parameters (coordinates and speeds). The invention can be used in the design of integrated navigation systems, especially for objects with a short operating time.
Известен способ инерциальной навигации [Захарин М.И. Кинематика инерциальных систем навигации. / М.И.Захарин, Ф.Ш.Захарин. - М.: Машиностроение, 1968. - 236 с.], состоящий в обработке информации, получаемой от блока инерциальных чувствительных элементов - трех акселерометров и трех гироскопов. Процесс обработки включает в себя интегрирование сигналов.A known method of inertial navigation [Zakharin M.I. Kinematics of inertial navigation systems. / M.I. Zakharin, F.Sh. Zakharin. - M .: Mashinostroenie, 1968. - 236 p.], Consisting in processing information received from a block of inertial sensitive elements - three accelerometers and three gyroscopes. The processing process includes the integration of signals.
К достоинствам данных систем относятся автономность и возможность выдачи параметров навигации с высокой частотой.The advantages of these systems include autonomy and the ability to issue navigation parameters with high frequency.
Недостатками инерциальных навигационных систем являются наличие постоянно нарастающей ошибки и зависимость точности от начальной выставки.The disadvantages of inertial navigation systems are the presence of ever-increasing errors and the dependence of accuracy on the initial exhibition.
Известен способ спутниковой навигации [Соловьев Ю.А. Системы спутниковой навигации. / Ю.А.Соловьев. - М.: КТЦ-"Эко-Трендз", 2000. - 368 с.] состоящий в измерении времени распространения радиосигнала от каждого навигационного спутника спутниковой навигационной системы, например GPS или ГЛОНАСС, до объекта, параметры навигации которого необходимо определить, в измерении доплеровского сдвига частоты радиосигнала от каждого навигационного спутника, получении данных о координатах и скоростях каждого навигационного спутника и вычислении на основе результатов этих измерений параметров навигации.A known method of satellite navigation [Soloviev Yu.A. Satellite navigation systems. / Yu.A. Soloviev. - M .: КТЦ- "Eco-Trends", 2000. - 368 p.] Consisting in measuring the propagation time of a radio signal from each navigation satellite of a satellite navigation system, such as GPS or GLONASS, to an object whose navigation parameters need to be determined in the Doppler measurement shifting the frequency of the radio signal from each navigation satellite, obtaining data on the coordinates and speeds of each navigation satellite and calculating navigation parameters based on the results of these measurements.
Способ спутниковой навигации свободен от недостатков, присущих методу инерциальной навигации.The satellite navigation method is free from the inherent disadvantages of the inertial navigation method.
Недостатком способа является то, что для определения параметров навигации объекта без привлечения дополнительной информации требуется одновременный прием сигналов как минимум от четырех навигационных спутников. К недостаткам спутниковой навигации также можно отнести относительно малую частоту выдачи информации и наличие случайно распределенной ошибки.The disadvantage of this method is that to determine the navigation parameters of the object without involving additional information requires the simultaneous reception of signals from at least four navigation satellites. The disadvantages of satellite navigation include the relatively low frequency of information output and the presence of a randomly distributed error.
Наиболее близким заявляемому способу по совокупности существенных признаков является способ инерциально-спутниковой навигации [Описание изобретения к патенту РФ №2277696 от 10.10.2005, МПК G01C 23/00, G01S 5/14, опубл. 10.06.2006 Бюл. №16], состоящий в определении параметров навигации посредством спутниковой навигационной системы, определении параметров навигации посредством инерциальной навигационной системы, определении проекций векторов линейного ускорения и угловой скорости подвижного объекта, передаче указанных параметров в блок комплексирования, где они обрабатываются с использованием алгоритма обобщенного фильтра Калмана. Блок комплексирования вырабатывает оценки параметров навигации и оценки ошибок в определении вектора угловой скорости и линейного ускорения, которые передаются в инерциальную навигационную систему для коррекции показаний ее чувствительных элементов в блоке коррекции угловой скорости и блоке коррекции ускорений соответственно.The closest to the claimed method for the combination of essential features is a method of inertial-satellite navigation [Description of the invention to the patent of the Russian Federation No. 2277696 from 10.10.2005, IPC G01C 23/00, G01S 5/14, publ. 06/10/2006 Bull. No. 16], which consists in determining navigation parameters using a satellite navigation system, determining navigation parameters using an inertial navigation system, determining projections of linear acceleration vectors and angular velocity of a moving object, transferring these parameters to the aggregation unit, where they are processed using the generalized Kalman filter algorithm. The integration unit generates estimates of navigation parameters and error estimates in determining the angular velocity and linear acceleration vector, which are transmitted to the inertial navigation system to correct the readings of its sensitive elements in the angular velocity correction unit and the acceleration correction unit, respectively.
Недостаток данного способа заключается в том, что комплексирование сигналов инерциальной и спутниковой навигационной системы невозможно осуществить при наличии сигналов только от одного спутника, хотя при эксплуатации навигационной системы возможна ситуация, когда доступны данные только от одного спутника.The disadvantage of this method is that it is impossible to combine signals of the inertial and satellite navigation systems if there are signals from only one satellite, although when using the navigation system, it is possible that only one satellite is available.
Задача, решаемая настоящим изобретением, и достигаемый технический результат: обеспечение возможности определения параметров навигации при помощи интегрированной навигационной системы с использованием данных спутниковой навигационной системы при доступности радионавигационного сигнала только от одного спутника.The problem solved by the present invention and the technical result achieved: providing the ability to determine navigation parameters using the integrated navigation system using satellite navigation system data with the availability of the radio navigation signal from only one satellite.
Для получения заявленного технического результата в способе определения параметров навигации, включающем получение информации о параметрах навигации от инерциальной и спутниковой навигационных систем, комплексирование сигналов спутниковой и инерциальной навигационных систем, в результате которого находят скорректированные параметры навигации и величины ошибок значений, вырабатываемых инерциальной навигационной системой, передачу величин этих ошибок в инерциальную навигационную систему для коррекции вырабатываемых ей в последующие моменты времени параметров навигации, комплексирование проводят, используя информацию от одного навигационного спутника, на основе вырабатываемых аппаратурой приемника спутниковой навигационной системы первичных радионавигационных параметров, а именно псевдодальностей до этого навигационного спутника и псевдоскорости подвижного объекта относительно этого навигационного спутника, используя значения которых, а также текущие показания инерциальной навигационной системы о параметрах навигации подвижного объекта, находят скорректированные параметры навигации, а разницу между текущими параметрами навигации, вырабатываемыми инерциальной навигационной системой и скорректированными значениями параметров навигации, принимают за величины ошибок инерциальной навигационной системы.To obtain the claimed technical result in a method for determining navigation parameters, including obtaining information about navigation parameters from inertial and satellite navigation systems, combining signals from satellite and inertial navigation systems, as a result of which the adjusted navigation parameters and error values of values generated by the inertial navigation system are found, transmission the values of these errors in the inertial navigation system for the correction of the following The timing of the navigation parameters, the integration is carried out using information from one navigation satellite, based on the primary radio navigation parameters generated by the receiver equipment of the satellite navigation system, namely, the pseudo-range to this navigation satellite and the pseudo-speed of the moving object relative to this navigation satellite, using the values of which, as well as the current readings of the inertial navigation system about the navigation parameters of the moving object, find the speed rectified navigation parameters, and the difference between the current navigation parameters generated by the inertial navigation system and the adjusted values of the navigation parameters is taken as the error values of the inertial navigation system.
Изобретение иллюстрируется чертежами, где на фиг.1 и на фиг.2 условно изображена решаемая навигационная задача коррекции по координатам и по скорости соответственно.The invention is illustrated by drawings, where in figure 1 and figure 2 conventionally depicted solvable navigation correction task in coordinates and speed, respectively.
Скорректированные координаты и погрешности в определении координат инерциальной навигационной системы при видимости одного спутника определяют следующим образом (см. фиг.1).The adjusted coordinates and errors in determining the coordinates of the inertial navigation system when the visibility of one satellite is determined as follows (see figure 1).
1. Определяют дальность от подвижного объекта до спутника Dc путем вычитания из измеренной спутниковой навигационной системой псевдодальности величины поправки δD. Дальность Dc как геометрическое место точек возможного положения объекта дает сферу S, сечение которой показано на фиг.1.1. Determine the distance from the moving object to the satellite D c by subtracting the pseudorange from the measured satellite navigation system correction values δD. The range D c as the geometrical location of the points of the possible position of the object gives the sphere S, the cross section of which is shown in figure 1.
2. Вычисляют дальность от подвижного объекта до спутника на основании измерения координат подвижного объекта xи, yи, zи при помощи инерциальной навигационной системы и полученных от приемной аппаратуры спутниковой навигационной системы координат спутника хс, ус, zс [ГЛОНАСС. Принципы построения и функционирования / Р.В.Бакитько [и др.]; под ред. А.И.Перова, В.Н.Харисова. - 3-е изд., перераб. - М.: Радиотехника, 2005. - 688 с.]:2. Calculate the distance from the moving object to the satellite based on measuring the coordinates of the moving object x and , y and , z and using an inertial navigation system and received from the receiving equipment of the satellite navigation satellite coordinate system x s , y s , z s [GLONASS. The principles of construction and functioning / R.V.Bakitko [et al.]; under the editorship of A.I. Perova, V.N.Kharisova. - 3rd ed., Revised. - M .: Radio engineering, 2005. - 688 p.]:
3. За скорректированные координаты подвижного объекта принимают координаты точки пересечения линии, соединяющей спутник и подвижный объект, и сферы радиусом Dс, которые находят в соответствии с формулами [Воднеев В.Т. Основные математические формулы. Справочник. / В.Т.Воднеев, А.Ф.Наумович, И.Ф.Наумович. - Минск: «Вышэйшая школа», 1995. - 379 с. на странице 73]:3. For the adjusted coordinates of the moving object take the coordinates of the point of intersection of the line connecting the satellite and the moving object, and the sphere of radius D with , which are found in accordance with the formulas [Vodneev V.T. Basic mathematical formulas. Directory. / V.T. Vodneev, A.F. Naumovich, I.F. Naumovich. - Minsk: “Highest School”, 1995. - 379 p. on page 73]:
где Where
4. Вычисляют погрешности инерциальной навигационной системы в определении координат по формулам:4. Calculate the errors of the inertial navigation system in determining the coordinates by the formulas:
Величины δхи, δyи, δzи, полученные в соответствии с п.4, являются сигналами коррекции по координатам для инерциальной навигационной системы.The values of δх and , δy and , δz and , obtained in accordance with paragraph 4, are the correction signals for the coordinates for the inertial navigation system.
Скорректированный вектор скорости подвижного объекта и погрешности инерциальной навигационной системы в определении вектора скорости находят следующим образом (см. фиг.2):The adjusted vector of the speed of the moving object and the errors of the inertial navigation system in determining the velocity vector are found as follows (see figure 2):
1. Определяют направляющие косинусы прямой, соединяющей спутник и подвижный объект по формуле1. Determine the direction cosines of the line connecting the satellite and the moving object by the formula
2. Определяют относительную скорость спутника и подвижного объекта путем вычитания из псевдоскорости измеренной приемной аппаратурой спутниковой навигационной системы, величины поправки 2. Determine the relative speed of the satellite and the moving object by subtracting from pseudo-speed measured by the receiving equipment of the satellite navigation system, the correction value
В соответствии с фиг.2 относительная скорость представляет собой сумму проекций на прямую, соединяющую спутник и подвижный объект, следующих векторов: вектора скорости подвижного объекта и вектора скорости навигационного спутника In accordance with figure 2 relative speed represents the sum of the projections onto the straight line connecting the satellite and a moving object, of the following vectors: velocity vector of a moving object and velocity vector of the navigation satellite
3. Используя полученные от приемной аппаратуры спутниковой навигационной системы данные о координатах спутника хс, ус, zс и его скорости а также полученные от инерциальной навигационной системы данные о местоположении подвижного объекта xu, yu, zu и его скорости вычисляют значение относительной скорости спутника и подвижного объекта [ГЛОНАСС. Принципы построения и функционирования. / Р.В.Бакитько [и др.]; под ред. А.И.Перова, В.Н.Харисова. - 3-е изд., перераб. - М.: Радиотехника, 2005. - 688 с.];3. Using the satellite coordinates x s , y s , z s and its speed received from the receiving equipment of the satellite navigation system and received from the inertial navigation system data on the location of the mobile object x u, y u, z u and its speed calculate the relative speed of the satellite and the moving object [GLONASS. The principles of construction and operation. / R.V. Bakitko [et al.]; under the editorship of A.I. Perova, V.N.Kharisova. - 3rd ed., Revised. - M .: Radio engineering, 2005. - 688 p.];
Относительная скорость представляет собой сумму проекций напрямую соединяющую спутник и подвижный объект, следующих векторов: вектора скорости подвижного объекта вектора скорости навигационного спутника и вектора ошибок инерциальной навигационной системы в определении скорости объекта Relative speed represents the sum of projections directly connecting the satellite and a moving object, the following vectors: velocity vector of a moving object speed vector of the navigation satellite and error vector of the inertial navigation system in determining the speed of an object
4. В соответствии с фиг.2 разница между величинами и составляет проекцию вектора погрешности инерциальной навигационной системы в определении скорости напрямую, соединяющую спутник и подвижный объект Скорректированный вектор скорости можно найти следующим образом:4. In accordance with figure 2 the difference between the values and composes the projection of the error vector of the inertial navigation system in determining the speed directly, connecting the satellite and the moving object Adjusted Speed Vector can be found as follows:
Не обладая дополнительной информацией, точно определить вектор не представляется возможным. Геометрическое место точек возможного положения конца скорректированного вектора скорости представляет собой плоскость α, так как истинный вектор может быть одним из векторов Исходя из критерия минимума длины вектора погрешностей, за оценку вектора принимается его проекция на направление подвижный объект - спутник, вектора Проекции на оси системы координат находятся в соответствии со следующими формулами:Without additional information, precisely determine the vector does not seem possible. The geometric location of the points of the possible position of the end of the adjusted velocity vector represents the plane α, since the true vector may be one of the vectors Based on the criterion for the minimum length of the error vector, for evaluating the vector its projection on the direction of a moving object is taken - satellite, vector Projections on the axis of the coordinate system are in accordance with the following formulas:
Величины полученные в соответствии с п.4, являются сигналами коррекции для инерциальной навигационной системы по скорости.Quantities received in accordance with paragraph 4, are the correction signals for the inertial navigation system in speed.
Применение найденного решения в интегрированной навигационной системе обеспечивает возможность определения параметров навигации при использовании данных спутниковой навигационной системы, получающей информацию только от одного навигационного спутника, что снижает зависимость системы от состояния группировки навигационных спутников на момент использования подвижного объекта.The application of the solution found in the integrated navigation system makes it possible to determine navigation parameters when using data from a satellite navigation system that receives information from only one navigation satellite, which reduces the dependence of the system on the state of the navigation satellite constellation at the time of use of the moving object.
Проведенное математическое моделирование показало работоспособность предлагаемого метода.Conducted mathematical modeling showed the efficiency of the proposed method.
Claims (1)
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2007123823/28A RU2338160C1 (en) | 2007-06-25 | 2007-06-25 | Method for navigation parametre definition |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2007123823/28A RU2338160C1 (en) | 2007-06-25 | 2007-06-25 | Method for navigation parametre definition |
Publications (1)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU2338160C1 true RU2338160C1 (en) | 2008-11-10 |
Family
ID=40230394
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU2007123823/28A RU2338160C1 (en) | 2007-06-25 | 2007-06-25 | Method for navigation parametre definition |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
RU (1) | RU2338160C1 (en) |
Cited By (5)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2498335C2 (en) * | 2011-11-03 | 2013-11-10 | Федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего профессионального образования "Тульский государственный университет" (ТулГУ) | Method of increasing noise immunity of integrated orientation and navigation system |
RU2523753C1 (en) * | 2013-01-09 | 2014-07-20 | Федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего профессионального образования "Саратовский государственный технический университет имени Гагарина Ю.А." (СГТУ имени Гагарина Ю.А.) | Method of personal autonomous navigation |
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 |
RU2646941C1 (en) * | 2016-12-20 | 2018-03-12 | Федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего образования "Казанский национальный исследовательский технический университет им. А.Н. Туполева-КАИ" (КНИТУ-КАИ) | Method for determining inclination angles of the unit of inertial measurers of an integrated angular orientation system regarding the horizon plane |
RU2649026C1 (en) * | 2016-12-20 | 2018-03-29 | Федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего образования "Казанский национальный исследовательский технический университет им. А.Н. Туполева-КАИ" (КНИТУ-КАИ) | Device for determining inclination angles of the unit of inertial measurers of an integrated angular orientation system regarding the horizon plane |
-
2007
- 2007-06-25 RU RU2007123823/28A patent/RU2338160C1/en not_active IP Right Cessation
Non-Patent Citations (3)
Title |
---|
ГЛОНАСС.Принципы построения и функционирования / Р.В.Бакитько [и др.]; под ред. А.И.Перова, В.Н.Харисова. - 3-е изд., перераб. - М.: Радиотехника, 2005, 688 с. * |
Соловьев Ю.А. Системы спутниковой навигации / Ю.А.Соловьев. - М.: КТЦ-"Эко-Трендз", 2000, 368 с. Захарин М.И. Кинематика инерциальных систем навигации / М.И.Захарин, Ф.Ш.Захарин. - М.: Машиностроение, 1968, 236 с. * |
Федоров С.М., Михайлов О.И., Сухих Н.Н. Бортовые информационно-управляющие системы. - М.: Транспорт, 1994, с.125-126. * |
Cited By (5)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2498335C2 (en) * | 2011-11-03 | 2013-11-10 | Федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего профессионального образования "Тульский государственный университет" (ТулГУ) | Method of increasing noise immunity of integrated orientation and navigation system |
RU2523753C1 (en) * | 2013-01-09 | 2014-07-20 | Федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего профессионального образования "Саратовский государственный технический университет имени Гагарина Ю.А." (СГТУ имени Гагарина Ю.А.) | Method of personal autonomous navigation |
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 |
RU2646941C1 (en) * | 2016-12-20 | 2018-03-12 | Федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего образования "Казанский национальный исследовательский технический университет им. А.Н. Туполева-КАИ" (КНИТУ-КАИ) | Method for determining inclination angles of the unit of inertial measurers of an integrated angular orientation system regarding the horizon plane |
RU2649026C1 (en) * | 2016-12-20 | 2018-03-29 | Федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего образования "Казанский национальный исследовательский технический университет им. А.Н. Туполева-КАИ" (КНИТУ-КАИ) | Device for determining inclination angles of the unit of inertial measurers of an integrated angular orientation system regarding the horizon plane |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
JP5673071B2 (en) | Position estimation apparatus and program | |
JP5606656B2 (en) | Positioning device | |
US7355549B2 (en) | Apparatus and method for carrier phase-based relative positioning | |
JP4781313B2 (en) | Multipath detection device, positioning device, posture orientation determination device, multipath detection method, and multipath detection program | |
EP2146217A1 (en) | Integrity of differential gps corrections in navigation devices using military type gps receivers | |
EP2816374B1 (en) | Vehicle positioning in high-reflection environments | |
JP6409346B2 (en) | Moving distance estimation device | |
CN110133700B (en) | Shipborne integrated navigation positioning method | |
WO2016203744A1 (en) | Positioning device | |
WO2015104757A1 (en) | Speed estimation device | |
RU2338160C1 (en) | Method for navigation parametre definition | |
JP2010256301A (en) | Multipath determination device and program | |
JP2012098185A (en) | Azimuth angle estimation device and program | |
JP2010223684A (en) | Positioning apparatus for moving body | |
WO2020149014A1 (en) | Satellite selection device and program | |
Emel’yantsev et al. | Improving the accuracy of GPS compass for small-sized objects | |
JP7201219B2 (en) | Positioning device, velocity measuring device, and program | |
JP7148039B2 (en) | Mobile object information estimation device and program | |
CN110850459A (en) | Accurate positioning method for seamless connection of indoor and outdoor environments of pedestrian positioning navigation system | |
JP3827598B2 (en) | Moving body position measurement system | |
RU2329469C1 (en) | Method of definition of navigation parameters | |
JP5157998B2 (en) | Positioning device for moving objects | |
KR100341801B1 (en) | Urban vehicle navigation system using multiple antennas | |
JP5062141B2 (en) | Positioning device for moving objects | |
Komori et al. | Initial Study on Spoofing Detection Using IMU and GNSS Compass |
Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
MM4A | The patent is invalid due to non-payment of fees |
Effective date: 20090626 |