RU2568168C2 - Навигационный комплекс - Google Patents
Навигационный комплекс Download PDFInfo
- Publication number
- RU2568168C2 RU2568168C2 RU2014104279/28A RU2014104279A RU2568168C2 RU 2568168 C2 RU2568168 C2 RU 2568168C2 RU 2014104279/28 A RU2014104279/28 A RU 2014104279/28A RU 2014104279 A RU2014104279 A RU 2014104279A RU 2568168 C2 RU2568168 C2 RU 2568168C2
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- output
- input
- adder
- navigation system
- amplifier
- Prior art date
Links
Landscapes
- Navigation (AREA)
Abstract
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). Задачей изобретения является повышение точности измерений угла отклонения гироскопически стабилизированной платформы (ГСП), повышение надежности работы. Техническим результатом является повышение степени наблюдаемости угла отклонения ГСП относительно сопровождающего трехгранника за счет формирования сигнала коррекции и сглаживания измерительного шума. Навигационный комплекс включает инерциальную навигационную систему (ИНС) с одним выходом, приемник спутниковой навигационной системы (ПСНС) с одним выходом, первый и второй сумматоры, каждый из которых имеет два входа и один выход. Выход ИНС соединен с первыми входами сумматоров, а выход ПСНС соединен со вторым входом первого сумматора. НК снабжен блоком задержки на 1 такт, первым и вторым усилителями, третьим сумматором, который имеет первый и второй входы и один выход. Выход первого сумматора соединен с входом блока задержки и входом второго усилителя. Выход блока задержки соединен с входом первого усилителя, выход которого соединен с первым входом третьего сумматора. Выход второго усилителя соединен со вторым входом третьего сумматора, выход которого соединен со вторым входом второго сумматора. Каждый из усилителей имеет коэффициент усиления 1/2 gT. 1 з.п. ф-лы, 1 ил.
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).
Известен навигационный комплекс (НК), включающий ИНС с одним выходом, приемник спутниковой навигационной системы (ПСНС) с одним выходом, первый и второй сумматоры, каждый из которых имеет два входа и один выход, при этом выход ИНС соединен с первыми входами сумматоров, а выход ПСНС соединен со вторым входом первого сумматора, выход которого соединен со вторым входом второго сумматора (см. Лукьянов В.В. Бесплатформенная интегрированная навигационная система на базе MEMS-чувствительных элементов, нано- и микросистемная техника, изд. «Новые технологии», 2006, №12, с.60-64).
Сигнал ПСНС, пропорциональный скорости летательного аппарата (ЛА), 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 ПСНС в определении скорости, поступает на второй вход второго сумматора, где алгебраически вычитается из сигнала ИНС, поступившего на первый вход второго сумматора и пропорционального истинной информации о навигационных параметрах с ошибкой ИНС. На выходе второго сумматора сигнал равен истинной навигационной информации с ошибкой ПСНС. В НК происходит компенсация ошибок ИНС в определении скорости ЛА.
Недостатком известного НК является то, что ошибка ИНС в определении углов отклонения относительно сопровождающего трехгранника не компенсируется и с течением времени нарастает.
Задачей патентуемого изобретения является повышение точности измерений угла отклонения гироскопически стабилизированной платформы (ГСП), повышение надежности работы.
Техническим результатом является повышение степени наблюдаемости угла отклонения ГСП относительно сопровождающего трехгранника за счет формирования сигнала коррекции и сглаживания измерительного шума.
Указанные задача и технический результат достигаются навигационным комплексом, включающим ИНС с одним выходом, ПСНС с одним выходом, первый и второй сумматоры, каждый из которых имеет два входа и один выход, при этом выход ИНС соединен с первыми входами сумматоров, а выход ПСНС соединен со вторым входом первого сумматора, при этом навигационный комплекс снабжен блоком задержки на 1 такт, первым и вторым усилителями, третьим сумматором, имеющим первый и второй входы и один выход, причем выход первого сумматора соединен с входом блока задержки и входом второго усилителя, выход блока задержки соединен с входом первого усилителя, выход которого соединен со вторым входом третьего сумматора, выход второго усилителя соединен с первым входом третьего сумматора, выход которого соединен со вторым входом второго сумматора.
А также тем, что каждый из усилителей имеет коэффициент усиления 1/2gT.
На чертеже показана схема патентуемого НК.
Навигационный комплекс включает ИНС 1 с одним выходом 2, ПСНС 3 с одним выходом 4, первый и второй сумматоры 5 и 6, каждый из которых имеет по два входа 7, 8 и 9, 10 и по одному выходу 11 и 12 соответственно, при этом выход 2 ИНС 1 соединен с первыми входами 7 и 9 сумматоров 5 и 6, а выход 4 ПСНС 3 соединен со вторым входом 8 первого сумматора 5. НК имеет блок задержки на 1 такт 13, первый 14 и второй 15 усилители, третий 16 сумматор, который имеет первый 17 и второй 18 входы и один выход 19. Выход 11 первого сумматора 5 соединен с входом 20 блока задержки 13 и входом 21 второго усилителя 15, выход 22 блока задержки 13 соединен с входом 23 первого усилителя 14, выход 24 первого усилителя 14 соединен с первым входом 17 третьего сумматора 16, а выход 25 второго усилителя 15 соединен со вторым входом 18 третьего сумматора 16. Выход 19 третьего сумматора 16 соединен со вторым входом 10 второго сумматора 6. Выход 12 второго сумматора 6 является выходом НК. Каждый из усилителей 14 и 15 имеет коэффициент усиления 1/2gT. В качестве ПСНС НК содержит приемник спутниковой системы ГЛОНАСС.
Линия задержки выполнена на L, C-элементах и представляет собой каскад реактивных элементов, позволяющих осуществлять фазовую задержку на 1 такт (катушка индуктивности и конденсаторы; 2 инвертора; в виде таймера, последовательности триггеров).
Усилители выполнены в виде операционного усилителя с обратной связью, величина отношения сопротивления линии обратной связи и входного сопротивления представляет собой коэффициент усиления (т.е. подбирая сопротивление в цепи обратной связи, можно задать коэффициент усиления, который подбирается в соответствии с соотношением 1/2gT).
Патентуемый НК работает следующим образом.
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):
Здесь М[(xi)2] - дисперсия произвольной i-ой компоненты вектора состояния;
М[(yi)2] - дисперсия непосредственно измеряемого вектора состояния.
В критерии степени наблюдаемости (1) мерой наблюдаемости является скаляр. Эта особенность выгодно отличает предложенный критерий от известных, так как позволяет проводить сравнение степеней наблюдаемости компонент различных векторов состояния.
Уравнения ошибок системы инерциальной навигации имеют вид (Салычев О.С. Скалярное оценивание многомерных динамических систем, Машиностроение, 1987, 216 с.):
Где δVk - ошибка ИНС в определении скорости; εk - скорость дрейфа ГСП; φk - угол отклонения ГСП относительно сопровождающего трехгранника.
Составим вектор измерений в виде:
где
Тогда для непосредственного измерения компонент вектора состояния получим следующие уравнения:
Определим дисперсию измерительного шума, приведенного к углу отклонения ГСП относительно сопровождающего трехгранника:
где r - дисперсия ошибки в измерении скорости, которая подлежит непосредственному измерению с помощью датчика внешней информации, в данном случае СНС.
В соответствии с выражением (5) определим степень наблюдаемости угла отклонения ГСП относительно сопровождающего трехгранника:
Подставим численные значения параметров, полученные в результате полунатурного эксперимента с реальной системой Компанав-2. 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.
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.
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 НК. При использовании шага вычислений, равного 2Т, степень наблюдаемости угла отклонения ГСП увеличивается и будет равна 0,04 (вместо 0,01 при Т). Выбранное значение шага вычислений 2Т 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 снизить уровень измерительных шумов, т.е. повысить степень наблюдаемости угла отклонения ГСП.
Сигнал с выхода 2 ИНС 1, пропорциональный истинной информации о навигационных параметрах ЛА с ошибкой ИНС в определении скорости, поступает в первый вход 7 первого сумматора 5, на второй вход 8 которого поступает сигнал с выхода 4 ПСНС 3, пропорциональный истинной навигационной информации с ошибкой ПСНС. С выхода 11 первого сумматора 5 сигнал, пропорциональный смеси ошибок ИНС и ПСНС zk+1, поступает на вход 20 блока задержки 13, где задерживается на один такт вычисления и становится пропорциональным zk, а также поступает на вход 21 второго усилителя 15 с коэффициентом 1/2gT. С выхода 22 блока задержки 13 сигнал, пропорциональный zk, поступает на вход 23 первого усилителя 14 с коэффициентом 1/2gT. Сигналы с выхода 24 первого усилителя 14 и с выхода 25 второго усилителя 15 поступают соответственно на первый 17 и второй 18 входы третьего сумматора 16, на выходе 19 которого сигнал пропорционален разности сигналов в соответствии со второй формулой (4). Далее с выхода 19 третьего сумматора 16 сигнал, пропорциональный углу отклонения ГСП, поступает на второй вход 10 второго сумматора 6, где вычитается из сигнала с выхода 2 ИНС 1, поступившего на первый вход 9 второго сумматора 6. Тем самым, компенсируется ошибка в определении угла отклонения ГСП. На выходе 12 второго сумматора 6 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. Ошибка ИНС компенсируется, вместо нее в выходном сигнале НК появляется ошибка спутниковой навигационной системы (СНС), которая имеет низкий уровень и не нарастает со временем, а предложенное устройство уменьшает ошибки НК за счет повышения степени наблюдаемости угла отклонения ГСП путем сглаживания измерительных шумов.
Claims (2)
1. Навигационный комплекс, включающий инерциальную навигационную систему (ИНС) с одним выходом, приемник спутниковой навигационной системы (ПСНС) с одним выходом, первый и второй сумматоры, каждый из которых имеет два входа и один выход, при этом выход ИНС соединен с первыми входами сумматоров, а выход ПСНС соединен со вторым входом первого сумматора, отличающийся тем, что он снабжен блоком задержки на 1 такт, первым и вторым усилителями, третьим сумматором, который имеет первый и второй входы и один выход, причем выход первого сумматора соединен с входом блока задержки и входом второго усилителя, выход блока задержки соединен с входом первого усилителя, выход которого соединен с первым входом третьего сумматора, а выход второго усилителя соединен со вторым входом третьего сумматора, выход которого соединен со вторым входом второго сумматора.
2. Навигационный комплекс по п.1, отличающийся тем, что каждый из усилителей имеет коэффициент усиления 1/(2gT), где g - ускорение силы тяжести, Т - шаг вычислений.
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2014104279/28A RU2568168C2 (ru) | 2014-02-07 | 2014-02-07 | Навигационный комплекс |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2014104279/28A RU2568168C2 (ru) | 2014-02-07 | 2014-02-07 | Навигационный комплекс |
Publications (2)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU2014104279A RU2014104279A (ru) | 2015-08-20 |
RU2568168C2 true RU2568168C2 (ru) | 2015-11-10 |
Family
ID=53879913
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU2014104279/28A RU2568168C2 (ru) | 2014-02-07 | 2014-02-07 | Навигационный комплекс |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
RU (1) | RU2568168C2 (ru) |
-
2014
- 2014-02-07 RU RU2014104279/28A patent/RU2568168C2/ru active IP Right Revival
Non-Patent Citations (1)
Title |
---|
ЛУКЬЯНОВ В.В. Бесплатформенная интегрированная навигационная система на базе MEMS-чувствительных элементов, Нано- и микросистемная техника, изд. "Новые технологии", 2006, N12, с.60-64RU 2178147 C1, 10.01.2002ПОМЫКАЕВ И.И. и др. Навигационные приборы и системы. - М.: Машиностроение, 1983, с.394RU 2263281 C1, 27.10.2005US 4821216 А1, 11.04.1989 * |
Also Published As
Publication number | Publication date |
---|---|
RU2014104279A (ru) | 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 | |
US20160363460A1 (en) | Orientation model for inertial devices | |
US8812225B2 (en) | Electronic navigation device for a human and related methods | |
CN104713578B (zh) | 信号处理装置、电子设备及移动体 | |
US9091539B2 (en) | Gyroscope dynamic motor amplitude compensation for enhanced rate estimation during startup | |
Kaniewski et al. | Estimation of UAV position with use of smoothing algorithms | |
CN105043348A (zh) | 基于卡尔曼滤波的加速度计陀螺仪水平角度测量方法 | |
He et al. | MEMS IMU and two-antenna GPS integration navigation system using interval adaptive Kalman filter | |
Günhan et al. | Polynomial degree determination for temperature dependent error compensation of inertial sensors | |
Anbu et al. | Integration of inertial navigation system with global positioning system using extended kalman filter | |
RU2568168C2 (ru) | Навигационный комплекс | |
Bayat et al. | An augmented strapdown inertial navigation system using jerk and jounce of motion for a flying robot | |
Lee et al. | Attitude estimation method of high-spinning body through onboard sensor fusion under uniaxial gyroscope saturation environment | |
JP2015102330A (ja) | 移動情報算出装置、移動情報算出方法、移動情報算出プログラム、および移動体 | |
Klimkovich et al. | Determination of time delays in measurement channels during SINS calibration in inertial mode | |
JP2017215153A (ja) | 角速度センサ補正装置および角速度センサ補正方法 | |
RU2565345C2 (ru) | Навигационный комплекс | |
Hajiyev et al. | A Covariance Matching-Based Adaptive Measurement Differencing Kalman Filter for INS’s Error Compensation | |
RU2561252C1 (ru) | Селективный навигационный комплекс | |
JP6193833B2 (ja) | 速度計測装置 | |
RU2629539C1 (ru) | Способ измерения магнитного курса подвижного объекта | |
JP6504822B2 (ja) | 速度計測装置及び移動物体 | |
TWI636236B (zh) | 利用估計濾波器決定系統的狀態的方法、用於決定物體之位置的裝置以及無人航空載具 | |
Fang et al. | Attitude determination algorithm using state estimation including lever arms between center of gravity and IMU | |
Islam et al. | Loosely coupled GPS/INS integrated navigation system based on Kalman filter and complementary filter for aircraft |
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 |