RU2565345C2 - Navigation system - Google Patents
Navigation system Download PDFInfo
- Publication number
- RU2565345C2 RU2565345C2 RU2014104280/28A RU2014104280A RU2565345C2 RU 2565345 C2 RU2565345 C2 RU 2565345C2 RU 2014104280/28 A RU2014104280/28 A RU 2014104280/28A RU 2014104280 A RU2014104280 A RU 2014104280A RU 2565345 C2 RU2565345 C2 RU 2565345C2
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- output
- input
- ann
- evaluation unit
- unit
- Prior art date
Links
Images
Landscapes
- Navigation (AREA)
- Position Fixing By Use Of Radio Waves (AREA)
Abstract
Description
Изобретение относится к области управления системами навигации и ориентации, в частности к коррекции их погрешностей, численных критериев степени наблюдаемости навигационных комплексов (НК) с инерциальной навигационной системой (ИНС).The invention relates to the field of control of navigation and orientation systems, in particular to the correction of their errors, numerical criteria for the degree of observability of navigation systems (NK) with an inertial navigation system (ANN).
Известен навигационный комплекс (НК), включающий ИНС с одним входом и одним выходом, допплеровский измеритель скорости и угла сноса (ДИСС) с одним выходом, сумматор, имеющий два входа и один выход, блок оценивания и регулятор, при этом выход ИНС соединен с первым входом первого сумматора, а выход ДИСС соединен со вторым входом первого сумматора, выход которого соединен с входом блока оценивания, выполненного в виде фильтра Калмана, выход блока оценивания соединен со входом регулятора, выход которого соединен со входом ИНС (см. Неусыпин К.А. Современные системы и методы наведения, навигации и управления летательными аппаратами. Изд. МГОУ, 2009. - 500 с. ИНС представляет собой серийную грубую ИНС типа Ц-060К стр.91; блок оценивания выполнен в виде фильтра Калмана, блок-схема которого представлена на стр.156, а уравнения - на стр.158-159).Known navigation complex (NK), including ANN with one input and one output, Doppler speed and drift angle meter (DISS) with one output, an adder having two inputs and one output, evaluation unit and controller, while the ANN output is connected to the first the input of the first adder, and the output of the DISS is connected to the second input of the first adder, the output of which is connected to the input of the evaluation unit, made in the form of a Kalman filter, the output of the evaluation unit is connected to the input of the controller, the output of which is connected to the input of the ANN (see K. Neusypin With belt systems and methods of guidance, navigation and control of aircraft. Publishing house of MGOU, 2009. - 500 pp. ANS is a serial rough ANS of type Ts-060K p. 91; the evaluation unit is made in the form of a Kalman filter, a block diagram of which is presented on p. 156, and equations on p. 158-159).
Сигнал ДИСС поступает на второй вход первого сумматора, где вычитается из сигнала, поступившего с ИНС на первый вход первого сумматора, после чего с выхода первого сумматора сигнал, пропорциональный сумме ошибок ИНС и ДИСС, поступает на вход блока оценивания, где вычисляется оценка ошибок ИНС и подавляется ошибка ДИСС. С выхода блока оценивания сигнал, пропорциональный оценке ошибок ИНС, поступает на вход регулятора, где вырабатывается управляющий сигнал, который поступает на вход ИНС. На выходе ИНС сигнал равен истинной навигационной информации с ошибкой регулирования.The DISS signal is fed to the second input of the first adder, where it is subtracted from the signal from the ANN to the first input of the first adder, after which the signal proportional to the sum of the errors of the ANN and the DISS is output from the first adder to the input of the estimation block, where the error estimate of the ANN is calculated and the DISC error is suppressed. From the output of the evaluation unit, a signal proportional to the error estimate of the ANN is fed to the input of the controller, where a control signal is generated, which is fed to the input of the ANN. At the output of the ANN, the signal is equal to the true navigation information with a regulation error.
Недостатком известного НК является то, что в полете параметры, используемые в фильтре Калмана, изменяются неизвестным образом (достоверная информация отсутствует), что приводит к увеличению ошибок оценивания и снижению точности регулирования, с течением времени углы отклонения ГСП увеличиваются и ошибка ИНС нарастает.A disadvantage of the known NC is that in flight the parameters used in the Kalman filter change in an unknown way (there is no reliable information), which leads to an increase in estimation errors and a decrease in control accuracy, over time, the GPS deviation angles increase and the ANN error increases.
Задачей изобретения является повышение точности измерений ИНС, повышение надежности работы на длительных интервалах времени.The objective of the invention is to increase the accuracy of ANN measurements, to increase the reliability of operation over long time intervals.
Техническим результатом является уменьшение углов отклонения гиростабилизированной платформы (ГСП) ИНС за счет формирования сигналов коррекции в структуре ИНС и повышения степени наблюдаемости погрешностей ИНС.The technical result is to reduce the deviation angles of the gyrostabilized platform (GSP) of the ANN due to the formation of correction signals in the structure of the ANN and to increase the degree of observability of the errors of the ANN.
Указанные задача и технический результат достигаются навигационным комплексом, включающим ИНС с одним входом и одним выходом, допплеровский измеритель скорости и угла сноса (ДИСС) с одним выходом, сумматор, имеющий два входа и один выход, блок оценивания и регулятор, при этом выход ИНС соединен с первым входом первого сумматора, а выход ДИСС соединен со вторым входом первого сумматора, выход которого соединен с входом блока оценивания, выполненного в виде фильтра Калмана, выход блока оценивания соединен со входом регулятора, выход которого соединен со входом ИНС, при этом навигационный комплекс снабжен вторым блоком оценивания, блоком осреднения, блоком сравнения, коммутатором управления и вторым регулятором, причем выход первого сумматора соединен также с входом второго блока оценивания, первый вход первого блока оценивания соединен с входом блока осреднения, выход блока осреднения соединен с первым входом блока сравнения, выход которого соединен с первым входом коммутатора, второй выход первого блока оценивания соединен со входом первого регулятора, выход которого соединен со вторым входом коммутатора, первый выход второго блока оценивания соединен со вторым входом блока сравнения, второй выход второго блока оценивания соединен со входом второго регулятора, выход которого соединен с третьим входом коммутатора, выход которого соединен с входом ИНС.The indicated task and technical result are achieved by the navigation system, which includes an ANN with one input and one output, a Doppler speed and drift angle meter (DISS) with one output, an adder having two inputs and one output, an evaluation unit and a regulator, while the ANN output is connected with the first input of the first adder, and the output of the DISS is connected to the second input of the first adder, the output of which is connected to the input of the evaluation unit, made in the form of a Kalman filter, the output of the evaluation unit is connected to the input of the controller, the output of which connected to the input of the ANN, while the navigation system is equipped with a second evaluation unit, an averaging unit, a comparison unit, a control switch and a second controller, and the output of the first adder is also connected to the input of the second evaluation unit, the first input of the first evaluation unit is connected to the input of the averaging unit, output the averaging unit is connected to the first input of the comparison unit, the output of which is connected to the first input of the switch, the second output of the first evaluation unit is connected to the input of the first controller, the output of which is single with the second input of the switch, the first output of the second evaluation unit is connected to the second input of the comparison unit, the second output of the second evaluation unit is connected to the input of the second controller, the output of which is connected to the third input of the switch, the output of which is connected to the ANN input.
А также тем, что во втором блоке оценивания используется матрица модели с шагом вычисления 3Т.And also by the fact that in the second evaluation unit, the model matrix with a calculation step of 3T is used.
А также тем, что во втором регуляторе использована матрица усиления с шагом вычисления 3Т.As well as the fact that the second regulator uses a gain matrix with a calculation step of 3T.
На фиг.1 показана схема патентуемого НК.Figure 1 shows a diagram of patentable tax code.
На фиг.2 показаны углы отклонения ГСП ИНС.Figure 2 shows the angles of deviation of the SHG ANN.
Навигационный комплекс включает ИНС 1 с одним входом 2 и одним выходом 3, ДИСС 4 с одним выходом 5, первый сумматор 6, который имеет два входа - первый 7 и второй 8, и один выход 9, при этом выход 3 ИНС 1 соединен с первым входом 7 сумматора 6, а выход 5 ДИСС 4 соединен со вторым входом 8 первого сумматора 6. НК имеет первый 10 и второй 11 блоки оценивания, блок осреднения 12, блок сравнения 13, первый регулятор 14, второй регулятор 15 и коммутатор 16. Выход 9 первого сумматора 6 соединен с входом 17 первого блока оценивания 10 и с входом 18 второго блока оценивания 11, первый выход 19 первого блока оценивания 10 соединен с входом 20 блока осреднения 12, выход 21 которого соединен с первым входом 22 блока сравнения 13, первый выход 23 второго блока оценивания 11 соединен со вторым входом 24 блока сравнения 13. Выход 25 блока сравнения 13 соединен с первым входом 29 коммутатора 16, второй выход 26 блока оценивания 10 соединен с входом 27 первого регулятора 14, выход 28 которого соединен со вторым входом 30 коммутатора 16, второй выход 31 второго блока оценивания 11 соединен с входом 32 второго регулятора 15, выход 33 которого соединен с третьим входом 34 коммутатора 16. Выход 35 коммутатора 16 соединен с входом 2 ИНС 1, выход 3 ИНС 1 является выходом НК.The navigation system includes ANN 1 with one input 2 and one output 3, DISS 4 with one
Блоки оценивания выполнены в виде фильтра Калмана.The evaluation blocks are made in the form of a Kalman filter.
(Кузовков Н.Т., Салычев О.С. Инерциальная навигация и оптимальная фильтрация. М.: Машиностроение, 1982, 215 с.).(Kuzovkov N.T., Salychev O.S. Inertial navigation and optimal filtering. M.: Mechanical Engineering, 1982, 215 p.).
Уравнения ошибок ИНС имеют вид:The ANN error equations have the form:
Ф - матрица модели; x - вектор состояния - включает ошибки ИНС, W - вектор входного шума.Ф - model matrix; x - state vector - includes ANN errors; W - input noise vector.
Часть вектора состояния измеряется:Part of the state vector is measured:
Здесь zk+1 - m-вектор измерений; Vk+1 - m-вектор ошибок измерения; Hk+1, k - (m×n) - матрица измерений.Here z k + 1 is the m-vector of measurements; V k + 1 is the m-vector of measurement errors; H k + 1 , k - (m × n) - matrix of measurements.
В фильтре Калмана Rk+1 - ковариационная матрица измерительного шума V, Q - ковариационная матрица входного шума w, Kk+1 - матрица усиления фильтра,In the Kalman filter, R k + 1 is the covariance matrix of the measuring noise V, Q is the covariance matrix of the input noise w, K k + 1 is the filter gain matrix,
Фильтр Калмана имеет вид:Kalman filter has the form:
Здесь P(k+1)/k - априорная ковариационная матрица ошибок оценивания; Pk+1 - апостериорная ковариационная матрица ошибок оценивания. При помощи фильтра Калмана осуществляется восстановление всего вектора состояния системы и подавляется влияние измерительного шума.Here P (k + 1) / k is the a priori covariance matrix of estimation errors; P k + 1 is the posterior covariance matrix of estimation errors. Using the Kalman filter, the entire system state vector is restored and the influence of the measuring noise is suppressed.
На втором выходе 26 первого блока оценивания 10 (первого фильтра Калмана) и втором выходе 31 второго блока оценивания 11 (второго фильтра Калмана) сигналы пропорциональны оценке ошибки ИНС в определении скорости и угла отклонения ГСП, на первых выходах 19 и 23 указанных блоков оценивания 10 и 11 сигналы пропорциональны дисперсиям ошибок оценивания угла отклонения ГСП.At the second output 26 of the first estimation block 10 (the first Kalman filter) and the second output 31 of the second estimation block 11 (the second Kalman filter), the signals are proportional to the error estimate of the ANN in determining the speed and angle of deviation of the GPS, at the first outputs 19 and 23 of the indicated
Блок осреднения 12 выполнен в виде сумматора выборки 3-х сигналов и делителя на 3, представляет собой логическую схему (например, сумматор-счетчик и 555Е5 и делитель-триггер), осуществляет определение среднего значения дисперсии ошибок оценивания угла отклонения ГСП на интервале 3Т.The averaging unit 12 is made in the form of an adder of the selection of 3 signals and a divider by 3, represents a logical circuit (for example, an adder-counter and 555E5 and a divider-trigger), determines the average value of the error variance of the estimation of the angle of deviation of the SHG in the 3T interval.
Блок сравнения выполнен в виде компаратора 561СА3, осуществляет сравнение дисперсий ошибок оценивания угла отклонения ГСП ИНС на интервале 3Т. Если сумма дисперсий ошибок оценивания первого фильтра Калмана меньше ошибок оценивания второго фильтра Калмана, то сигнал с выхода 25 блока сравнения 13 поступает на коммутатор 16, где замыкает цепь с выхода первого регулятора 14 через второй вход 30 коммутатора 16 на выход 35, и сигнал, пропорциональный оценке ошибок ИНС с шагом Т, поступает на вход 2 ИНС 1, если сумма дисперсий ошибок оценивания первого фильтра Калмана 10 больше, чем у второго фильтра Калмана 11, то сигнал на выходе 25 отсутствует и в коммутаторе 16 остается замкнутой цепь с выхода 33 второго регулятора 15 через третий вход 34 на выход 35 коммутатора 16, и сигнал, пропорциональный оценке ошибок ИНС с шагом 3Т, поступает на вход 2 ИНС 1.The comparison unit is made in the form of a comparator 561CA3, compares the variance of the error estimates of the deviation angle of the GPS ANN in the interval 3T. If the sum of the variances of the estimation errors of the first Kalman filter is smaller than the errors of the estimation of the second Kalman filter, then the signal from the output 25 of the comparison unit 13 goes to the switch 16, where it closes the circuit from the output of the first controller 14 through the second input 30 of the switch 16 to the output 35, and the signal is proportional error estimation of ANN with step T, is fed to input 2 of ANN 1, if the sum of variances of estimation errors of the first Kalman
Регуляторы 14 и 15 выполнены в виде матричных усилителей, каждый из которых представляет собой операционный усилитель с обратной связью, величина отношения сопротивления линии обратной связи и входного сопротивления представляет собой матричный коэффициент усиления (т.е. подбирая сопротивление в цепи обратной связи задается матрица коэффициентов усиления, которые подбираются в соответствии с выражением для Ki из формулы (10).The regulators 14 and 15 are made in the form of matrix amplifiers, each of which is a feedback operational amplifier, the ratio of the resistance of the feedback line and the input resistance is a matrix gain (i.e., choosing the resistance in the feedback circuit, a gain matrix is set which are selected in accordance with the expression for K i from formula (10).
Патентуемый НК работает следующим образом.Patented NK works as follows.
Критерий степени наблюдаемости имеет вид (Неусыпин К.А., Пролетарский А.В., Цибизова Т.Ю. Системы управления летательными аппаратами и алгоритмы обработки информации. М.: изд. МГОУ, 2006):The criterion for the degree of observability has the form (Neusypin K.A., Proletarsky A.V., Tsibizova T.Yu. Aircraft control systems and information processing algorithms. M: ed. MGOU, 2006):
Здесь М[(xi)2] - дисперсия произвольной i-й компоненты вектора состояния;Here M [(x i ) 2 ] is the variance of an arbitrary ith component of the state vector;
М[(yi)2] - дисперсия непосредственно измеряемого вектора состояния.M [(y i ) 2 ] is the dispersion of the directly measured state vector.
В критерии степени наблюдаемости (4) мерой наблюдаемости является скаляр. Эта особенность выгодно отличает предложенные критерии от известных, так как позволяет проводить сравнение степеней наблюдаемости компонент различных векторов состояния.In the criterion of the degree of observability (4), the measure of observability is a scalar. This feature favorably distinguishes the proposed criteria from the known ones, as it allows a comparison of the degrees of observability of the components of various state vectors.
Уравнения ошибок системы инерциальной навигации имеют вид (Салычев О.С. Скалярное оценивание многомерных динамических систем. Машиностроение, 1987, 216 с.):The error equations of the inertial navigation system have the form (Salychev OS, Scalar estimation of multidimensional dynamic systems. Mechanical Engineering, 1987, 216 pp.):
где δVk - ошибка ИНС в определении скорости; εk - скорость дрейфа ГСП; φk - угол отклонения ГСП относительно сопровождающего трехгранника.where δV k is the ANN error in determining the speed; ε k is the drift velocity of the SHG; φ k is the angle of deviation of the SHG relative to the accompanying trihedron.
Составим вектор измерений в виде:We compose the vector of measurements in the form:
где 
Тогда для непосредственного измерения компонент вектора состояния получим следующие уравнения:Then, for the direct measurement of the components of the state vector, we obtain the following equations:
Определим дисперсию приведенного к углу отклонения ГСП относительно сопровождающего трехгранника измерительного шума:Let us determine the variance of the SHG deviation reduced to the angle relative to the accompanying trihedron of the measuring noise:
где r - дисперсия ошибки в измерении скорости, которая подлежит непосредственному измерению с помощью внешней информации.where r is the variance of the error in the measurement of speed, which is subject to direct measurement using external information.
В соответствии с выражением (4) определим степень наблюдаемости угла отклонения ГСП относительно сопровождающего трехгранника:In accordance with expression (4), we determine the degree of observability of the SHG deviation angle relative to the accompanying trihedron:
Подставим численные значения параметров, полученные в результате полунатурного эксперимента с реальной ИНС. Ошибка ИНС в определении скорости равна 60 м/мин, угол отклонения платформы относительного сопровождающего трехгранника -2.10-4 рад., период дискретизации выбран равным 1 минуте. В результате получим, что степень наблюдаемости угла отклонения ГСП относительно сопровождающего трехгранника равна 0,01.We substitute the numerical values of the parameters obtained as a result of a semi-natural experiment with a real ANN. The ANN error in determining the speed is 60 m / min, the platform deviation angle of the relative accompanying trihedron is -2.10 -4 rad., The sampling period is chosen to be 1 minute. As a result, we find that the degree of observability of the SHG deviation angle relative to the accompanying trihedron is 0.01.
Полученное значение степени наблюдаемости имеет четкий физический смысл. Относительная погрешность оценивания наблюдаемой компоненты вектора состояния по отношению к оцениваемому номиналу в случае оценивания угла отклонения будет такая же, как и относительная погрешность оценивания непосредственно измеряемой компоненты через 100 минут.The obtained value of the degree of observability has a clear physical meaning. The relative error of estimation of the observed component of the state vector with respect to the estimated nominal value in the case of estimating the deviation angle will be the same as the relative error of estimation of the directly measured component after 100 minutes.
Предложенный критерий степени наблюдаемости позволяет определить количественную оценку наблюдаемости каждой компоненты вектора состояния систем, что в практических приложениях дает возможность выбрать оптимальные параметры приведенных измерений в ПК. При использовании шага вычислений, равного 3Т, степень наблюдаемости угла отклонения ГСП увеличивается и будет равна 0,09 (вместо 0,01 при Т).The proposed criterion for the degree of observability makes it possible to determine a quantitative assessment of the observability of each component of the state vector of systems, which in practical applications makes it possible to choose the optimal parameters of the presented measurements in a PC. When using the calculation step equal to 3T, the degree of observability of the SHG deviation angle increases and will be 0.09 (instead of 0.01 at T).
Выбранное значение шага вычислений 3Т обосновано тем, что в практических приложениях на большем шаге коррекции ошибки ИНС достигают существенных величин, искажая истинную навигационную информацию ЛА. Таким образом, из практических соображений выбран максимальный приемлемый шаг вычислений, позволяющий повысить степень наблюдаемости угла отклонения ГСП.The selected value of the 3T calculation step is justified by the fact that, in practical applications, at a larger error correction step, ANNs reach significant values, distorting the true navigation information of the aircraft. Thus, for practical reasons, the maximum acceptable calculation step was chosen, which allows increasing the degree of observability of the SHG deviation angle.
При оценивании ошибок ИНС индикатором точности оценивания фильтра Калмана является Pk,k-1 - априорная ковариационная матрица ошибок оценивания фильтра Калмана.When estimating ANN errors, the indicator of the Kalman filter estimation accuracy is P k, k-1 is the a priori covariance matrix of Kalman filter estimation errors.
Уравнения ошибок ИНС при коррекции в структуре системы имеют вид:The equations of ANN errors during correction in the structure of the system have the form:
δVk - ошибка ИНС в определении скорости, φk - угол отклонения ГСП относительно плоскости горизонта, g - ускорение силы тяжести, R - радиус Земли, Т - период дискретизации, εk-1 - скорость дрейфа ГСП, представляющая собой стационарный случайный процесс с экспоненциальной корреляционной функцией, 
Эффект предложенного устройства продемонстрирован методом математического моделирования. При моделировании ошибок ИНС с 100 шага вычислений проводилось увеличение уровня измерительного шума в 2 раза, при этом ошибка оценивания увеличивается и происходит переключение коммутатора 16 - на вход 2 ИНС поступает корректирующий сигнал с первого регулятора 14. До 100 шага корректирующий сигнал поступал со второго регулятора 15. На фиг.2 введены обозначения: 1 - угол отклонения автономной ГСП ИНС; 2 - угол отклонения ГСП ИНС с первым регулятором; 3 - угол отклонения ГСП ИНС со вторым регулятором.The effect of the proposed device is demonstrated by mathematical modeling. When simulating ANN errors from a calculation step of 100, the measurement noise level was increased by a factor of 2, and the estimation error increases and switch 16 switches — the input of the ANN receives a correction signal from the first regulator 14. Up to 100 steps, the correction signal was received from the second regulator 15 In figure 2, the notation is introduced: 1 - the angle of deviation of the autonomous GSP ANN; 2 - the angle of deviation of the GSP ANN with the first regulator; 3 - the angle of deviation of the GSP ANN with the second regulator.
Сигнал с выхода 3 ИНС 1, пропорциональный истинной информации о навигационных параметрах ЛА с ошибкой ИНС (в определении скорости и угла отклонения ГСП), поступает в первый вход 7 сумматора 6, на второй вход 8 которого поступает сигнал с выхода 5 ДИСС 4, пропорциональный истинной навигационной информации с ошибкой ДИСС. С выхода 9 сумматора 6 сигнал, пропорциональный смеси ошибок ИНС и ДИСС zk+1, поступает на вход 17 блока оценивания 10, где вычисляются дисперсия ошибок оценивания угла отклонения ГСП, поступающая с первого выхода 19 первого блока оценивания 10 на вход 20 блока осреднения 12, а также оценка ошибок ИНС в определении скорости и оценка угла отклонения ГСП, которая со второго выхода 26 первого блока оценивания 10 поступает на вход 27 первого регулятора 14.The signal from output 3 of ANN 1, proportional to the true information about the navigation parameters of the aircraft with an ANN error (in determining the speed and angle of deviation of the GPS), enters the first input 7 of adder 6, the second input 8 of which receives a signal from
С выхода 9 сумматора 6 сигнал также поступает на вход 18 второго блока оценивания 11 (второго фильтра Калмана), где вычисляется дисперсия ошибок оценивания Р, которая с первого выхода 23 поступает на второй вход 24 блока сравнения 13, а также вычисляется оценка ошибок в определении скорости и угла отклонения ГСП, которые со второго выхода 31 поступают на вход 32 второго регулятора 15. Во втором блоке оценивания 11 (втором фильтре Калмана) использована модель ошибок ИНС с шагом вычисления 3Т, во втором регуляторе 15 использована матрица регулятора вида K2 (см. формулу (10)).From the output 9 of the adder 6, the signal also enters the input 18 of the second evaluation unit 11 (second Kalman filter), where the variance of the estimation errors P is calculated, which from the first output 23 goes to the second input 24 of the comparison unit 13, and the error estimate in determining the speed is also calculated and the deviation angle of the SHG, which from the second output 31 go to the input 32 of the second controller 15. In the second evaluation unit 11 (second Kalman filter), the ANN error model with a calculation step of 3T is used, in the second controller 15, a controller matrix of the form K 2 (see formula (10)).
С первого выхода 19 первого блока оценивания 10 (первого фильтра Калмана) сигнал поступает в блок осреднения 12, пропорциональный дисперсии ошибки оценивания угла отклонения ГСП, где осредняется на интервале 3Т. Сигнал с выхода 21 блока осреднения 12 поступает на первый вход 22 блока сравнения 13, на второй вход 24 которого поступает сигнал с первого выхода 23 второго блока оценивания 11 (второго фильтра Калмана). В блоке сравнения 13 осуществляется сравнение двух поступивших сигналов, и если сигнал с первого входа 22 больше сигнала со второго входа 24, что означает снижение точности оценивания первым блоком оценивания 10 (первым фильтром Калмана), то на выходе 25 нулевой сигнал. При появлении на первом входе 29 коммутатора 16 нулевого сигнала, с выхода 33 второго регулятора 15 сигнал, пропорциональный сигналу коррекции - Ах, через коммутатор 16 поступает на вход 2 ИНС 1. Если сигнал с первого входа 22 меньше сигнала со второго входа 24 блока сравнения 13, то на выходе 25 появляется управляющий сигнал, который поступает на первый вход 29 коммутатора 16 и замыкает цепь для прохождения сигнала коррекции - Фх с первого регулятора 14 через второй вход 30 и выход 35 коммутатора 16 на вход 2 ИНС 1.From the first output 19 of the first estimation block 10 (the first Kalman filter), the signal enters the averaging block 12, which is proportional to the variance of the error in estimating the deviation angle of the GPS, where it is averaged over the 3T interval. The signal from the output 21 of the averaging unit 12 enters the first input 22 of the comparison unit 13, the second input 24 of which receives a signal from the first output 23 of the second evaluation unit 11 (second Kalman filter). In the comparison unit 13, two incoming signals are compared, and if the signal from the first input 22 is greater than the signal from the second input 24, which means a decrease in the estimation accuracy by the first estimation unit 10 (the first Kalman filter), then the output 25 is a zero signal. When a zero signal appears at the first input 29 of the switch 16 of the second controller 15, the signal proportional to the correction signal - Ah, through the switch 16 is fed to input 2 of the ANN 1. If the signal from the first input 22 is less than the signal from the second input 24 of the comparison unit 13 , then at the output 25 a control signal appears, which is fed to the first input 29 of the switch 16 and closes the circuit for the correction signal - Фх from the first controller 14 through the second input 30 and the output 35 of the switch 16 to the input 2 of ANN 1.
Тем самым компенсируется ошибка в определении угла отклонения ГСП.This compensates for the error in determining the angle of deviation of the SHG.
На выходе 3 ИНС 1 сигнал пропорционален информации о навигационных параметрах летательного аппарата (ЛА) со скомпенсированными ошибками в определении угла отклонения ГСП от плоскости горизонта, что приводит к увеличению точности навигационной информации ЛА. В отличие от прототипа при увеличении ошибок оценивания и, как следствие, ошибок компенсации погрешностей ИНС осуществляется коррекция с помощью второго блока оценивания 11 (второго фильтра Калмана) и второго регулятора 15, включающих модели с увеличенной степенью наблюдаемости, что приводит к повышению точности ИНС.At the output 3 of ANN 1, the signal is proportional to the information about the navigation parameters of the aircraft (LA) with compensated errors in determining the angle of deviation of the GPS from the horizon, which leads to an increase in the accuracy of the navigation information of the aircraft. In contrast to the prototype, with an increase in estimation errors and, as a result, errors in the compensation of ANN errors, correction is carried out using the second estimator 11 (second Kalman filter) and the second regulator 15, including models with an increased degree of observability, which increases the accuracy of the ANN.
Claims (3)
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2014104280/28A RU2565345C2 (en) | 2014-02-07 | 2014-02-07 | Navigation system |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2014104280/28A RU2565345C2 (en) | 2014-02-07 | 2014-02-07 | Navigation system |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2014104280A RU2014104280A (en) | 2015-08-20 |
| RU2565345C2 true RU2565345C2 (en) | 2015-10-20 |
Family
ID=53879914
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2014104280/28A RU2565345C2 (en) | 2014-02-07 | 2014-02-07 | Navigation system |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2565345C2 (en) |
Citations (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2178147C1 (en) * | 2000-10-03 | 2002-01-10 | Открытое акционерное общество "Раменское приборостроительное конструкторское бюро" | Complex navigation system |
| RU2348903C1 (en) * | 2007-11-09 | 2009-03-10 | Олег Степанович Салычев | Method of determination of navigating parameters by gimballess inertial navigating system |
| RU2375680C1 (en) * | 2008-07-03 | 2009-12-10 | Открытое акционерное общество "Концерн "Центральный научно-исследовательский институт "Электроприбор" | Integrated inertial-satellite orientation and navigation system for objects moving on ballistic trajectory with rotation around longitudinal axis |
| RU2380656C1 (en) * | 2008-12-24 | 2010-01-27 | Олег Степанович Салычев | Integrated strapdown inertial and satellite navigation system on coarse sensors |
-
2014
- 2014-02-07 RU RU2014104280/28A patent/RU2565345C2/en active IP Right Revival
Patent Citations (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2178147C1 (en) * | 2000-10-03 | 2002-01-10 | Открытое акционерное общество "Раменское приборостроительное конструкторское бюро" | Complex navigation system |
| RU2348903C1 (en) * | 2007-11-09 | 2009-03-10 | Олег Степанович Салычев | Method of determination of navigating parameters by gimballess inertial navigating system |
| RU2375680C1 (en) * | 2008-07-03 | 2009-12-10 | Открытое акционерное общество "Концерн "Центральный научно-исследовательский институт "Электроприбор" | Integrated inertial-satellite orientation and navigation system for objects moving on ballistic trajectory with rotation around longitudinal axis |
| RU2380656C1 (en) * | 2008-12-24 | 2010-01-27 | Олег Степанович Салычев | Integrated strapdown inertial and satellite navigation system on coarse sensors |
Non-Patent Citations (1)
| Title |
|---|
| НЕУСЫПИН К.А. Современные системы и методы наведения, навигации и управления летательными аппаратами. Изд. МГОУ, 2009, с.91; 156, 158-159. * |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| RU2014104280A (en) | 2015-08-20 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| Davari et al. | An asynchronous adaptive direct Kalman filter algorithm to improve underwater navigation system performance | |
| JP6907083B2 (en) | Distributed Kalman filter architecture for ambiguity estimation of carrier propagation distance | |
| US10240929B2 (en) | Methods and systems for vertical trajectory determination and automatic jump detection | |
| CN110579778B (en) | Signal fault detection for global navigation satellite system using multiple antennas | |
| Kaniewski et al. | Estimation of UAV position with use of smoothing algorithms | |
| Wang et al. | Using Allan variance to improve stochastic modeling for accurate GNSS/INS integrated navigation | |
| Khalaf et al. | Novel adaptive UKF for tightly-coupled INS/GPS integration with experimental validation on an UAV | |
| Radi et al. | Stochastic error modeling of smartphone inertial sensors for navigation in varying dynamic conditions | |
| Narasimhappa et al. | An innovation based random weighting estimation mechanism for denoising fiber optic gyro drift signal | |
| KR101390776B1 (en) | Localization device, method and robot using fuzzy extended kalman filter algorithm | |
| Günhan et al. | Polynomial degree determination for temperature dependent error compensation of inertial sensors | |
| Bistrovs et al. | Adaptive extended Kalman filter for aided inertial navigation system | |
| RU2565345C2 (en) | Navigation system | |
| Avrutov et al. | Calibration of an inertial measurement unit | |
| CN110736459B (en) | Angular deformation measurement error evaluation method for inertial quantity matching alignment | |
| Li et al. | A new adaptive unscented Kalman filter based on covariance matching technique | |
| US20200363208A1 (en) | Factory-specific inertial measurement unit error model | |
| Kaygısız et al. | Enhancing positioning accuracy of GPS/INS system during GPS outages utilizing artificial neural network | |
| Koyama et al. | High-precision motorcycle trajectory measurements using GPS | |
| Unsal et al. | Implementation of identification system for IMUs based on Kalman filtering | |
| RU2553776C1 (en) | Method of determining angular position of controlled device hanged to aircraft carrier | |
| Senyurek et al. | A modified adaptive Kalman filter for fiber optic gyroscope | |
| Islam et al. | Loosely coupled GPS/INS integrated navigation system based on Kalman filter and complementary filter for aircraft | |
| RU2561252C1 (en) | Selective navigation system | |
| RU2568168C2 (en) | Navigation system |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| MM4A | The patent is invalid due to non-payment of fees |
Effective date: 20160208 |
|
| NF4A | Reinstatement of patent |
Effective date: 20180109 |
|
| MM4A | The patent is invalid due to non-payment of fees |
Effective date: 20190208 |
|
| NF4A | Reinstatement of patent |
Effective date: 20200317 |