RU2614192C1 - Способ оценивания ошибок инерциальной информации и её коррекции по измерениям доплеровского измерителя скорости - Google Patents

Способ оценивания ошибок инерциальной информации и её коррекции по измерениям доплеровского измерителя скорости Download PDF

Info

Publication number
RU2614192C1
RU2614192C1 RU2015151480A RU2015151480A RU2614192C1 RU 2614192 C1 RU2614192 C1 RU 2614192C1 RU 2015151480 A RU2015151480 A RU 2015151480A RU 2015151480 A RU2015151480 A RU 2015151480A RU 2614192 C1 RU2614192 C1 RU 2614192C1
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
ann
values
angles
errors
ins
Prior art date
Application number
RU2015151480A
Other languages
English (en)
Inventor
Гиви Ивлианович Джанджгава
Дмитрий Анатольевич Базлев
Геннадий Иванович Герасимов
Сергей Валентинович Лобко
Валерий Михайлович Бражник
Владимир Валентинович Кавинский
Василий Викторович Курдин
Александр Петрович Прядильщиков
Виктор Васильевич Негриков
Михаил Ильич Орехов
Максим Юрьевич Линник
Вячеслав Иванович Манохин
Артем Викторович Требухов
Сает Минсабирович Габбасов
Юрий Юрьевич Коркишко
Алексей Михайлович Кузнецов
Original Assignee
Акционерное общество "Раменское приборостроительное конструкторское бюро"
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Акционерное общество "Раменское приборостроительное конструкторское бюро" filed Critical Акционерное общество "Раменское приборостроительное конструкторское бюро"
Priority to RU2015151480A priority Critical patent/RU2614192C1/ru
Application granted granted Critical
Publication of RU2614192C1 publication Critical patent/RU2614192C1/ru

Links

Images

Classifications

    • G—PHYSICS
    • G01—MEASURING; TESTING
    • G01C—MEASURING DISTANCES, LEVELS OR BEARINGS; SURVEYING; NAVIGATION; GYROSCOPIC INSTRUMENTS; PHOTOGRAMMETRY OR VIDEOGRAMMETRY
    • G01C21/00—Navigation; Navigational instruments not provided for in groups G01C1/00 - G01C19/00
    • G01C21/20—Instruments for performing navigational calculations

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Radar, Positioning & Navigation (AREA)
  • Remote Sensing (AREA)
  • Automation & Control Theory (AREA)
  • Physics & Mathematics (AREA)
  • General Physics & Mathematics (AREA)
  • Navigation (AREA)

Abstract

Изобретение относится к области комплексных навигационных систем, систем управления и наведения летательных аппаратов (ЛА). Технический результат – расширение функциональных возможностей. Указанный результат достигается за счет: - расширения традиционной модели ошибок инерциальной навигационной системы (ИНС) и включения в нее системы из трех взаимосвязанных дифференциальных уравнений 1-го порядка, описывающих изменение координат местоположения ИНС относительно доплеровского измерителя скорости (ДИСС) в проекциях на оси опорного трехгранника гироплатформы (ГП); - корректного формирования сигналов измерения, матрицы наблюдения и модели сообщения с использованием соотношений, связывающих ошибки счисления основной тройки навигационных параметров с малыми углами рассогласования реального и опорного трехгранников ГП ИНС. Высокая точность оценивания скоростных ошибок и углов ухода реальной ГП ИНС позволяет реализовать эффективную коррекцию навигационной и пилотажной информации и из двух потенциально равноточных ИНС определить ту, угловая информация которой наиболее приемлема для пилотирования и решения боевых и специальных задач. 4 ил.

Description

Изобретение относится к области комплексных навигационных систем управления и наведения летательных аппаратов (ЛА).
Известен способ оптимального оценивания и коррекции инерциальной информации по измерениям горизонтальных составляющих абсолютной линейной скорости в проекциях на оси опорного трехгранника гироплатформы (ГП) инерциальной навигационной системы (ИНС).
Его описание приведено в разделе «Дополнение к задаче выставки на подвижном основании», написанном Л.Г. Клибановым и В.Л. Леонидовым, известной монографии А. Липтона «Выставка инерциальных систем на подвижном основании», «Наука», М., 1971 г. [1].
В нем рассматривается редуцированная процедура оптимального оценивания в задаче согласования ГП двух ИНС - выставляемой и базовой. Рассмотрение ведется применительно к решению задачи начальной выставки ИНС ракеты по скоростной информации, измеряемой ИНС носителя.
Однотипность измеряемых сигналов, полная адекватность математического описания модели ошибок ИНС и необходимость использования одних и тех же методических приемов повышения наблюдаемости делают рассматриваемый способ по своей технической сущности достаточно близким к предлагаемому способу коррекции по измерениям доплеровского измерителя составляющих скорости (ДИСС), что позволяет принять его в качестве наиболее близкого аналога.
Формализуя приведенное в [1] его описание, приведем его в следующем виде:
Способ оценивания ошибок инерциальной информации и ее коррекции по измерениям ДИСС основанный на процедуре оптимальной фильтрации и идентификации скоростных сигналов измерения, которые формируют путем сравнения горизонтальных составляющих абсолютной линейной скорости, измеренных ИНС, и аналогичных составляющих, сформированных по измерениям ДИСС, при этом само оценивание параметров состояния ИНС осуществляют посредством идентификации сигналов измерения, которую реализуют в соответствии с математическим описанием исходной системы, при этом полет организуют таким образом, что после 270 секунд горизонтального прямолинейного полета, осуществляют маневр, типа «змейки», координированного или боевого разворотов, после чего активную фазу процедуры оптимальной фильтрации и идентификации дискретной последовательности сигналов измерения приостанавливают и фильтр-идентификатор переводят в режим долгосрочного - до следующего сеанса коррекции, прогноза с начальными условиями, определяемыми значениями оценок на момент завершения активной фазы оценивания, и текущими значениями параметров модели сообщения, при этом коррекцию выходных параметров ИНС - составляющих абсолютной линейной скорости, вследствие закрытости и недоступности ключевых управленческих входов каналов коррекции ИНС, осуществляют в разомкнутой схеме с использованием текущих прогнозируемых значений оценок.
Основными недостатками наиболее близкого аналога являются:
- отсутствие в математической модели ошибок ИНС дифференциальных уравнений, описывающих геометрию относительного размещения комплексируемых систем;
- при формировании матрицы наблюдения системы не учитываются погрешности Δϕ, Δλ, Δχ счисления основной тройки навигационных параметров в функции малых углов αх, αy, αz ухода реальной ГП ИНС;
- при выполнении традиционных для рассматриваемого режима коррекции маневров, типа «змейки», координированного или боевого разворотов, вместо ожидаемого, эффективного оценивания всех параметров состояния и, в первую очередь, слабонаблюдаемых, таких, как угол αz азимутального ухода ГП и дрейф εy гироскопа продольного канала, с целью чего и осуществляется маневр, имеет место абсолютно обратная картина расходимости последних и на рушение сходимости остальных;
- не характерные для процедуры оптимального оценивания точность и быстродействие, что является показателем неэффективности оптимальной обработки и коррекции в целом.
Технический результат предлагаемого изобретения - повышение точности и быстродействия оптимального оценивания и коррекции всех измеряемых инерциальной системой параметров в обеспечение эффективного решения навигационных, боевых и специальных задач.
Указанный технический результат достигается за счет того, что в способе оценивания ошибок инерциальной информации и ее коррекции по измерениям доплеровского измерителя скорости, включающем использование классической дискретной процедуры оптимальной фильтрации и идентификации Калмана, для чего входные сигналы оптимального фильтра-идентификатора формируют путем сравнения одноименных горизонтальных составляющих абсолютной линейной скорости, измеренных ИНС и сформированных по измерениям ДИСС, а его структуру синтезируют в соответствии с традиционной для ИНС моделью ошибок, при этом характер полета методически организуют таким образом, что после 270-ти секунд горизонтального прямолинейного полета, на котором реализуют точное «горизонтирование» и оценивают хорошо наблюдаемые параметры горизонтальных каналов ИНС, осуществляют маневр, типа «змейки», координированного или боевого разворотов, после чего активную фазу процедуры оптимальной фильтрации и идентификации приостанавливают и фильтр-идентификатор переводят в режим долгосрочного, до следующего сеанса коррекции, прогноза, для реализации которого сигналы измерения и оптимальные коэффициенты усиления фильтра-идентификатора обнуляют, а значения оценок на момент завершения активной фазы процедуры оценивания используют в качестве начальных условий в процедуре прогноза, при этом сам прогноз осуществляют в соответствии с дискретными уравнениями для расчета априорных оценок ошибок ИНС, а коррекцию выходных параметров ИНС реализуют в разомкнутом контуре, для чего используют текущие прогнозируемые значения оценок, дополнительно, разработанную для рассматриваемого режима коррекции модель ошибок ИНС расширяют за счет включения в нее математического описания координат ее местоположения (размещения) относительно ДИСС, и представляют его в виде системы из трех взаимосвязанных дифференциальных уравнений первого порядка в проекциях на оси опорного трехгранника ГП ИНС, которые одновременно описывают и аддитивно входящие в сигналы измерения составляющие кинематической скорости ИНС относительно ДИСС, и дополнительно, при формировании матрицы наблюдения используют кинематические соотношения, связывающие ошибки Δϕ, Δλ, Δχ счисления географических координат местоположения и угла азимутальной ориентации опорного трехгранника ГП ИНС, с погрешностями выдерживания вертикали αх, αy и углом αz азимутального ухода ГП, которые, с точностью до величин второго порядка малости относительно малых величин αх, αy, αz, Δλ определяют все элементы матрицы наблюдения, чем обеспечивают точное и эффективное оценивание и прогноз таких ошибок автономного инерциального счисления, как ΔVx, ΔVy, αх, αу, αz, Δξ, Δη, Δζ, при этом коррекцию счисленных инерциальной системой географических координат местоположения и угла азимутальной ориентации опорного трехгранника ее ГП реализуют, используя текущие спрогнозированные значения оценок малых углов
Figure 00000001
,
Figure 00000002
,
Figure 00000003
рассогласования реального и опорного трехгранников ГП ИНС и счисленные/откорректированные значения географической широты
Figure 00000004
и угла
Figure 00000005
азимутальной ориентации опорного трехгранника ГП ИНС и, в соответствии с кинематическими соотношениями связи Δϕ, Δλ, Δχ с малыми углами αх, αу, αz текущего ухода реальной ГП ИНС, последовательно формируют оценки ошибок
Figure 00000006
,
Figure 00000007
,
Figure 00000008
счисления основных навигационных параметров и последовательно корректируют счисленные значения географических координат
Figure 00000009
,
Figure 00000010
местоположения и истинного курса ориентации опорного трехгранника
Figure 00000011
ГП ИНС, а для выявления из двух потенциально равноточных ИНС той, угловая информация которой наиболее приемлема для пилотирования и решения боевых и специальных задач, а также для коррекции текущих значений углов тангажа
Figure 00000012
, крена
Figure 00000013
, и гироскопического курса
Figure 00000014
используют текущие спрогнозированные значения оценок малых углов
Figure 00000001
,
Figure 00000002
,
Figure 00000003
рассогласования реального и опорного трехгранников ГП ИНС и измеренные/откорректированные значения углов тангажа
Figure 00000015
и гироскопического курса
Figure 00000016
и, в соответствии с кинематическими соотношениями связи ошибок
Figure 00000017
, Δγ, Δψг измерения углов ориентации объекта с малыми углами αх, αу, αz текущего ухода реальной ГП ИНС, последовательно для каждой ИНС формируют текущие значения оценок ошибок измерения углов ориентации объекта
Figure 00000018
,
Figure 00000019
,
Figure 00000020
и рассчитывают текущие значения сумм их квадратов
Figure 00000021
, посредством сравнения которых выявляют минимальную из них и, тем самым определяют наиболее приемлемую для решения обозначенных задач ИНС, а, при необходимости, последовательно корректируют измеренные значения углов тангажа
Figure 00000012
, крена
Figure 00000013
, и гироскопического курса
Figure 00000014
в соответствии с последовательно рассчитанными значениями оценок
Figure 00000018
,
Figure 00000019
,
Figure 00000020
и коррекцией измеренных углов эволюции объекта по принципу «рассчитал-откорректировал», при этом откорректированное значение истинного курса объекта
Figure 00000022
определяют, как сумму оценок
Figure 00000014
и
Figure 00000023
.
Приведем перечень и описание фигур, которые потребуются при осуществлении изобретения.
На фиг. 1 представлена схема относительного размещения на объекте ИНС1, ИНС2 и ДИСС.
В качестве параметров, определяющих размещение указанных систем на объекте приняты векторы
Figure 00000024
,
Figure 00000025
и
Figure 00000026
, определяющие местоположение соответственно ИНС1, ИНС2 и ДИСС относительно начала (точка О) связанной с объектом системы координат (ССК) Oxyz.
На схеме также представлены векторы
Figure 00000027
и
Figure 00000028
, определяющие местоположение ИНС1 и ИНС2 соответственно относительно ДИСС, а также вектор
Figure 00000029
положения ИНС2 относительно ИНС1.
Под ИНС2 следует понимать резервную ИНС, которая введена для общности рассмотрения.
Figure 00000030
- вектор путевой скорости объекта.
На фиг. 2 приведена взаимная ориентация географического сопровождающего трехгранника (ГСТ) ONHE и ССК Oxyz.
Их рассогласование определяется углами истинного курса
Figure 00000022
, тангажа υ и крена γ объекта.
Переход от осей ГСТ ONHE к осям ССК Oxyz осуществляется посредством трех последовательных поворотов на углы
Figure 00000022
, υ и γ с угловыми скоростями
Figure 00000031
,
Figure 00000032
и
Figure 00000033
.
Приведенное на фиг. 2 направление отсчета углов
Figure 00000022
, υ, γ и угловых скоростей
Figure 00000031
,
Figure 00000032
,
Figure 00000033
является положительным.
На фиг. 3 приведена взаимная ориентация опорного трехгранника гироплатформы (ОТГП) ОξηζИНС и ССК Oxyz.
Их рассогласование определяется углами гироскопического курса
Figure 00000014
, тангажа υ и крена γ объекта.
Переход от осей ОТГП Оξηζ ИНС к осям ССК Oxyz осуществляется посредством трех последовательных поворотов на углы
Figure 00000014
, υ и γ с угловыми скоростями
Figure 00000034
,
Figure 00000035
и
Figure 00000036
.
Приведенное на фиг. 3 направление отсчета углов
Figure 00000014
, υ и γ и угловых скоростей
Figure 00000034
,
Figure 00000035
и
Figure 00000036
является положительным.
На фиг. 4 приведена взаимная ориентация гринвичской системы координат (ГСК) OX'Y'Z', ОТГП ОξηζИНС и ГСТ ONHE.
Их рассогласование определяется углами географической долготы λ, широты ϕ и углом χ азимутальной ориентации ОТГП ОξηζИНС.
Переход от осей ГСК OX'Y'Z' к осям ГСТ ONHE и далее к осям ОТГП Оξηζ осуществляется посредством последовательных поворотов на углы λ и ϕ и далее на угол χ (см. фиг. 4) с угловыми скоростями
Figure 00000037
,
Figure 00000038
, и
Figure 00000039
.
Приведенное на фиг. 4 направление отсчета углов λ, ϕ и χ и угловых скоростей
Figure 00000037
,
Figure 00000038
, и
Figure 00000039
и их изменения следует считать положительным.
С целью раскрытия физической сути и математического содержания предлагаемых алгоритмических и математических решений приведем их подробное описание.
Но прежде - обоснование необходимости алгоритмического учета относительного размещения задействованных в инерциально-допплеровской коррекции информационных систем ИНС и ДИСС.
При разработке алгоритма оптимальной коррекции ИНС по измерениям ДИСС исключительно важное значение имеет вопрос методического обеспечения раздельного наблюдения и оценивания всех, без исключения, параметров состояния ИНС и, в первую очередь, слабоонаблюдаемых, таких, как угол αz азимутального рассогласования реального и опорного трехгранников в гироплатформы ГП ИНС и нескомпенсированного ухода - дрейфа εy гироскопа продольного канала. В лабораторных условиях и для случая неподвижного объекта указанные параметры ненаблюдаемы и, как следствие, раздельно не оцениваются.
В условиях же движущегося объекта для обеспечения наблюдаемости указанных параметров нет никакой необходимости в реализации каких-то дополнительных методических решений. И это связано, исключительно, с тем, что само движение объекта является достаточно эффективным инструментом, позволяющим управлять динамикой изменения ошибок выходных параметров ИНС от всех, без исключения, параметров состояния и, как следствие, их наблюдаемостью.
При этом, чтобы обеспечить максимальную эффективность связей всех параметров состояния с выходными сигналами ИНС, такими, как географическая широта ϕ и долгота λ, и горизонтальные составляющие Vx, Vy абсолютной скорости, необходимо выполнение маневров, типа «змейки», координированного или боевого разворотов.
Выполнение упомянутых маневров, сопровождающихся достаточно интенсивным изменением угловой и пространственной ориентации объекта и, как следствие, высокодинамичным изменением составляющих его угловой и путевой скорости, при различном конструктивном размещении задействованных в рассматриваемых режимах коррекции информационных систем, приводят к появлению в сигналах измерения так называемых кинематических составляющих скорости.
Указанные составляющие скорости, будучи математически не описанными, и, как следствие, алгоритмически неучтенными, а это действительно так, вместо методически обоснованного и ожидаемого оценивания слабонаблюдаемых параметров приводят к совершенно обратному результату, а именно, к расходимости процедуры их оценивания.
Игнорирование спецификой этого явления приводит к таким выводам, типа: «курсовые ошибки хорошо оцениваются при наличии двух участков коррекции по 5…10 мин каждый, разделенных маневром по скорости и/или курсу» (см. Научно-технический журнал «Инженерная физика» №12/2012, стр. 49, 16 строка сверху).
В действительности курсовая ошибка оценивается хорошо, если она оценивается за 0,5-1 мин одного из упомянутых выше маневров.
При этом «наличие двух участков коррекции по 5…10 мин. каждый» не имеет никакого физического объяснения.
Да, для качественного оценивания параметров горизонтальных каналов ИНС необходим участок коррекции длительностью, не более 4-4,5 минут, после чего осуществляется маневр, обеспечивающий оценивание азимутальной ошибки и не ухудшающий, что особенно важно, результаты проведенного «горизонтирования».
В представленном выше случае из «Инженерной физики» маневр не только не обеспечивает оценивание азимутальной ошибки, но даже ухудшает результаты «горизонтирования», проведенного на первом 5…10-ти минутном участке коррекции.
И чтобы как-то сгладить последствия проведенного маневра, очевидно, и потребовался второй 5…10-ти минутный участок коррекции.
А теперь из общих физических представлений получим математическую модель, описывающую геометрию относительного размещения основных информационных систем на объекте, типа самолета или вертолета, и покажем, что указанная модель одновременно описывает упоминавшиеся выше кинематические составляющие скорости.
Для этого приведем вывод дифференциальных уравнений, описывающих характер изменения координат местоположения ИНС относительно ДИСС в проекциях на оси ГСТ ONHE и ОТГП ИНС Оξηζ.
Для вывода указанных дифференциальных уравнений воспользуемся схемой относительного размещения на объекте таких информационных систем, как ИНС1, ИНС2 и ДИСС, приведенной на фиг. 1.
На указанной схеме начало связанной с объектом системы координат Oxyz совмещено с центром его тяжести (ЦТ), а местоположение ИНС1, ИНС2 и ДИСС определяется векторами
Figure 00000040
Figure 00000041
и
Figure 00000042
. Это означает, что при векторе угловой скорости
Figure 00000043
вращения объекта вокруг его ЦТ будут иметь место линейные перемещения ИНС1, ИНС2 и ДИСС со скоростями вида:
Figure 00000044
где
Figure 00000030
- вектор предписанной заданием путевой скорости объекта - его ЦТ.
В соответствии с представленными на фиг. 1 векторными треугольниками О-ИНС1-ДИСС и O-ИНС2-ДИСС, запишем следующие полезные матричные равенства:
Figure 00000045
где
Figure 00000046
Figure 00000047
- вектора местоположения ИНС1 и ИНС2 соответственно относительно ДИСС.
Очевидно, что сравнение скоростей
Figure 00000048
Figure 00000049
перемещения ИНС1 и ИНС2 со скоростью
Figure 00000050
ДИСС приведет к выражениям вида:
Figure 00000051
Figure 00000052
Из приведенных выражений следует, что скорости
Figure 00000053
и
Figure 00000054
движения ИНС1 и ИНС2 относительно ДИСС однозначно определяются угловой скоростью Ω' объекта вокруг его ЦТ и местоположением ИНС1 и ИНС2 относительно ДИСС Δr1, Δr2 (2).
Выше
Figure 00000055
представлена, как угловая скорость вращения объекта вокруг ЦТ. Но этого абсолютно недостаточно для полной характеристики рассматриваемой скорости, поскольку не ясно, относительно какой системы координат следует рассматривать вращение объекта, а посему непонятна процедура ее расчета.
Для ответа на эти вопросы введем в рассмотрение абсолютную угловую скорость
Figure 00000056
вращения объекта и абсолютную угловую скорость
Figure 00000057
вращения географического сопровождающего трехгранника ГСТ ONHE.
Понятие абсолютной угловой скорости вращения означает вращение чего-то относительно инерциальной системы координат. В рассматриваемом случае
Figure 00000056
и
Figure 00000057
-это угловые скорости объекта и ГСТ ONHE относительно инерциальной системы отсчета.
Очевидно, что угловая скорость вращения объекта относительно ГСТ ONHE будет равна разности угловых скоростей
Figure 00000056
и
Figure 00000057
:
Figure 00000058
Учитывая, что векторы
Figure 00000040
,
Figure 00000041
,
Figure 00000042
, жестко связанные с объектом, изменяют свои проекции на оси ГСТ ONHE, исключительно только за счет вращения связанной с объектом системы координат Oxyz относительно ГСТ ONHE, угловая скорость которого определяется выражением (4), то, очевидно, справедливы следующие выражения для их производных:
Figure 00000059
Сравнивая 1-ую и 2-ую производные с 3-ей, получим выражения:
Figure 00000060
которые, с учетом (2), можно записать в следующем виде:
Figure 00000061
Сравнивая полученные векторные выражения (7) с полученными ранее (3) и объединяя их, можно записать следующие обобщенные выражения вида:
Figure 00000062
Если представить полученные выражения в скалярном виде, в проекциях на оси географического сопровождающего трехгранника ГСТ ONHE, то они приобретут вид, вполне приемлемый для их алгоритмического использования.
Приведем его:
Figure 00000063
Figure 00000064
где
Figure 00000065
,
Figure 00000066
,
Figure 00000067
, и
Figure 00000068
,
Figure 00000069
,
Figure 00000070
- проекции векторов
Figure 00000071
и
Figure 00000072
(2) на оси ГСТ ONHE.
Полученные выражения имеют вид дифференциальных уравнений первого порядка, представленных в нормальной форме Коши, что, кстати, и необходимо для описания исходной системы - модели сообщения в традиционной процедуре оптимального оценивания. Это, если смотреть на приведенные дифференциальные уравнения слева.
С другой стороны, если на (9) и (10) смотреть справа, то это будут выражения для расчета составляющих скорости перемещения ИНС1 (9) и ИНС2 (10) относительно ДИСС.
В некоторых случаях вместо уравнений/выражений (9), (10), представленных в проекциях на оси ГСТ ONHE, целесообразно использовать аналогичные уравнения/выражения, но в проекциях на оси опорного трехгранника гироплатформы ОТГП ИНС Оξηζ.
Очевидно, что указанные уравнения/выражения, по аналогии с (9), (10) будут иметь следующий вид:
Figure 00000073
Figure 00000074
где Δξ1, Δη1, Δζ1, и Δξ2, Δη2, Δζ2 - текущие значения координат местоположения ИНС1/БИНС1 и ИНС2/БИНС2 относительно ДИСС в проекциях на оси ОТГП ИНС Оξηζ, a ΔV1ξ, ΔVlη, ΔV1ζ и ΔV2ξ, ΔV2η, ΔV2ζ - кинематические составляющие скорости движения ИНС1 и ИНС2 в проекциях на те же оси.
В процедуре оптимальной фильтрации и идентификации ошибок ИНС по измерениям ДИСС приведенные выше дифференциальные уравнения (11), (12) должны использоваться, как составная часть традиционных моделей ошибок ИНС, разработанных на основе математического описания их функционирования и в полном соответствии с основополагающим принципом невозмущенного измерения ускорений.
Включение полученных выше дифференциальных уравнений (11), (12) в проекциях на оси ОТГП ИНС Оξηζ в состав традиционной для инерциально-допплеровского режима коррекции модели ошибок ИНС позволяет получить ее расширенную модель, которая описывает не только традиционные для ИНС параметры и их связи, но и те кинематические составляющие сигналов измерения, которые ранее не учитывались.
И это обстоятельство является причиной несостоятельности существующих алгоритмов оптимального оценивания и коррекции результатов автономного инерциального счисления.
Расширение модели ошибок ИНС позволяет устранить основную причину алгоритмической несостоятельности известных алгоритмов коррекции, заключающуюся в некорректном математическом описании исходной системы, и обеспечить тем самым гарантированную наблюдаемость и устойчивую сходимость всех и, в первую очередь, слабонаблюдаемых параметров состояния, таких, как αz, εy, Δni(Δξi), Δhi(Δζi), Δеi(Δηi).
Для алгоритмического использования полученных выше дифференциальных уравнений (11), (12) необходимо знать текущие значения входных для указанных уравнений параметров, а именно, составляющих
Figure 00000075
,
Figure 00000076
,
Figure 00000077
относительной угловой скорости вращения объекта.
Приведем возможные математические процедуры расчета рассматриваемых угловых скоростей. Для этого воспользуемся приведенной на фиг. 2, 3, 4 взаимной ориентацией ГСК OX'Y'Z', ГСТ ONHE, ОТГП ИНС Оξηζ и ССК Oxyz.
Очевидно, что угловые скорости вращения ССК Oxyz относительно ГСТ ONHE определяются угловыми скоростями
Figure 00000078
,
Figure 00000079
,
Figure 00000080
эволюции объекта по истинному курсу, крену и тангажу. При этом угловые скорости
Figure 00000081
,
Figure 00000082
,
Figure 00000083
и
Figure 00000084
,
Figure 00000085
,
Figure 00000086
угловой скорости объекта относительно ГСТ ONHE и ОТГП Оξηζ могут быть определены путем приведения компонент
Figure 00000078
,
Figure 00000079
,
Figure 00000080
и
Figure 00000087
,
Figure 00000088
,
Figure 00000080
к осям ГСТ и ОТГП соответственно. Очевидно, они будут равны (см. фиг. 2, 3):
Figure 00000089
Figure 00000090
Здесь (13), (14) и далее под «s» следует понимать синус угла, а под «с» - косинус.
Приведенные выражения могут быть использованы для расчета искомых составляющих угловой скорости.
При этом производные
Figure 00000091
,
Figure 00000092
,
Figure 00000093
,
Figure 00000094
целесообразно определять методом численного дифференцирования с дискретом 0,1 сек.
Выражения (14), (15) могут быть использованы по их назначению как по измерениям ИНС, так и по измерениям БИНС.
На практике может быть использован и другой подход расчета рассматриваемых составляющих угловой скорости объекта, но он может быть реализован исключительно только по измерениям БИНС. Он представляется несколько более сложным, но его достоинством является отсутствие необходимости выполнения операций численного дифференцирования, что немаловажно.
Указанный вариант расчета рассматриваемых составляющих угловой скорости объекта основан на определении относительной угловой скорости и предполагает знание, как абсолютной угловой скорости вращения объекта, так и абсолютных угловых скоростей вращения ГСТ и ОТГП. При этом искомые угловые скорости находятся, как разности абсолютной угловой скорости объекта и соответственно двух вторых. По причине того, что абсолютная угловая скорость объекта измеряется исключительно только системами, типа БИНС, указанный подход может быть использован только при их коррекции.
Учитывая, что составляющие абсолютной угловой скорости объекта, измеряемые БИНС, выдаются в проекциях на оси связанной системы координат, необходимо их предварительное преобразование по осям ГСТ ONHE и ОТГП Оξηζ.
Для этого запишем прямые и обратные матричные преобразования для систем координат, приведенных на фиг. 2 и фиг. 3:
Figure 00000095
,
Figure 00000096
,
В соответствии с фиг. 2 и фиг. 3, матрицы для реализации указанных процедур, очевидно, имеют следующий вид:
Figure 00000097
Figure 00000098
В соответствии с матрицей (16) выражения для составляющих абсолютной угловой скорости объекта в проекциях на оси ГСТ ONHE будут иметь следующий вид:
Figure 00000099
Аналогичные выражения в проекциях на оси ОТГП Оξηζ, будут равны:
Figure 00000100
Для определения составляющих абсолютной угловой скорости ГСТ ONHE и ОТГП Оξηζ, введем в рассмотрение гринвическую систему координат OX'Y'Z', ось ОХ' которой ориентирована по оси мира и совпадает с угловой скоростью суточного вращения Земли, ось OZ' совпадает с линией пересечения плоскостей экватора и гринвического меридиана, а ось OY' дополняет их до правого ортогонального трехгранника. Взаимная ориентация указанной системы координат и ГСТ ONHE, ОТГП Оξηζ приведена на фиг. 4.
Все представленные на фиг. 4 углы, а именно угол географической широты ϕ, долготы λ и угол χ азимутальной ориентации опорного трехгранника гироплатформы ИНС, также, как и угловые скорости их изменения имеют положительное направление отсчета.
Для нахождения абсолютной угловой скорости ГСТ ONHE запишем выражения для угловой скорости вращения ГСТ ONHE относительно трехгранника OX'Y'Z', связанного с Землей, в проекциях на оси ГСТ ONHE. В соответствии с фиг. 4, они, очевидно, будут равны:
Figure 00000101
где приняты следующие обозначения:
Figure 00000102
где
Figure 00000103
,
Figure 00000104
- северная и восточная составляющие путевой скорости объекта, RN, RE - главные радиусы кривизны земного эллипсоида вращения
Очевидно, что искомые абсолютные составляющие угловой скорости вращения ГСТ будут равны сумме составляющих (20) и соответствующих проекций, обусловленных суточным вращением Земли, а именно:
Figure 00000105
Figure 00000106
Figure 00000107
,
где составляющие uN и uH равны
Figure 00000108
а u - скорость суточного вращения Земли.
Следовательно, искомые составляющие угловой скорости объекта относительно ГСТ ONHE будут равны:
Figure 00000109
где ΩN, ΩH, ΩE определяются выражениями (18), a ωN, ωH, ωE выржениями (22).
Для определения составляющих относительной угловой скорости ОТГП Оξηζ, в соответствии с фиг. 3, приведем все три угловые скорости
Figure 00000110
,
Figure 00000111
,
Figure 00000112
к осям ОТГП Оξηζ. В результате получим:
Figure 00000113
Выражения для
Figure 00000111
и
Figure 00000110
представлены выше (21).
Очевидно, что выражения для составляющих абсолютной угловой скорости ОТГП будут равны сумме составляющих (25) и соответствующих составляющих угловой скорости суточного вращения Земли:
Figure 00000114
Figure 00000115
где uN,uH определяются выражениями (23).
Выражения для искомых составляющих угловой скорости вращения объекта относительно ОТГП Оξηζ будут равны:
Figure 00000116
где Ωξ, Ωη, Ωζ определяются выражениями (19), a ωξ, ωη, ωζ - выражениями (26).
Выше рассмотрены вопросы математически корректного описания исходной системы, которое достигается расширением традиционной для подобных систем модели ошибок путем включения в нее нетрадиционных для ИНС дифференциальных уравнений, описывающих характер изменения координат ее установки на объекте относительно той информационной системы, которая выполняет функции измерителя.
Необходимость этого расширения обусловлена тем, что только в этом случае достаточно просто и эффективно может быть обеспечен алгоритмический учет и устранение всех нежелательных последствий, к которым приводят кинематические составляющие скорости, имеющие место при маневре объекта и обусловленные геометрией относительного размещения задействованных в рассматриваемых режимах информационных систем.
При этом, предлагаемое решение следует рассматривать, как базис, на основе которого должна синтезироваться унифицированная структура оптимального фильтра-идентификатора, способного оценивать весь, расширенный перечень параметров состояния ИНС для общего случая движения объекта, включая выполнение таких маневров, как координированный и боевой развороты, «змейка», а также фигур высшего пилотажа, алгоритмических показаний к неприменению которых нет никаких.
Круг задач, при решении которых предполагается использовать предлагаемый способ, не ограничивается рассматриваемым. В частности он может быть использован и при синтезе оптимальной процедуры оценивания и коррекции полного перечня возмущенно-скоростных параметров.
Далее рассмотрим важнейшие для разрабатываемого алгоритма операции, которые определяют физическую суть предлагаемого инженерного решения.
При разработке (выводе) модели ошибок ИНС важное значение имеет форма представления их выходных сигналов по скорости, которая не только определяет вид матрицы наблюдения, но от нее существенным образом зависит и сама модель ошибок ИНС.
Не приводя и не анализируя возможные формы указанного представления, следует отметить, что наиболее аналитически проработанным и приемлемым для решения рассматриваемых задач является представление вида:
Figure 00000117
где: Vξ, Vη, Vζ - составляющие абсолютной линейной скорости ГП ИНС в проекциях на оси ОТГП Оξηζ; αх, αy, αz - углы рассогласования реального и опорного трехгранников ГП; ΔVx, ΔVy - погрешности измерения/расчета горизонтальных составляющих абсолютной скорости, входящие, наряду с малыми углами αх, αy, αz рассогласования, в перечень параметров состояния ИНС.
Составляющие (27) по своей физической сути являются чисто инерциальными и в явном виде не включают в себя компоненты скорости кинематического характера.
Кинематические составляющие скорости будут представлены при сравнении составляющих скорости (27) и аналогичных составляющих, сформированных по текущим измерениям ДИСС.
Прежде, чем переходить к рассмотрению этих вопросов, целесообразно отметить, что при этом, впервые в практике разработки подобных алгоритмов, будут использованы известные кинематические соотношения, связывающие погрешности Δϕ, Δλ, Δχ автономного инерциального счисления основных навигационных параметров с ошибками αх, αу выдерживания вертикали ИНС углом αz азимутального ухода ее гироплатформы ГП.
Указанные соотношения имеют следующий вид:
Figure 00000118
Следует также отметить, что приведенные соотношения правомочны исключительно для режима автономного инерциального счисления и никаким образом они не могут быть распространены на такие автономные режимы, как курсодоплеровский КДР, или курсовоздушный КВР режимы счисления.
В соответствии с изложенным, становится понятным, что с целью математически корректного определения всех параметров модели наблюдения, необходимо, без каких либо допущений, сформировать горизонтальные составляющие абсолютной линейной скорости с использованием измерений ДИСС и отдельных параметров, счисленных ИНС. К последним относятся счисленные значения географической широты
Figure 00000119
и угла
Figure 00000120
азимутальной ориентации ГП.
Учитывая, что указанные составляющие должны быть сформированы в проекциях на оси ОТГП Оξηζ первой операцией, которая должна быть реализована, это приведение составляющих скорости
Figure 00000121
,
Figure 00000122
,
Figure 00000123
, измеренных ДИСС, к осям ОТГП.
Указанная операция достаточно просто может быть реализована в соответствии с матричным соотношением вида (фиг. 3):
Figure 00000124
В соответствии с (29) и видом матрицы
Figure 00000125
(16), выражения для расчета составляющих
Figure 00000126
,
Figure 00000127
,
Figure 00000128
будут иметь следующий вид:
Figure 00000129
Приведенные выражения для расчета составляющих
Figure 00000126
,
Figure 00000127
,
Figure 00000128
путевой скорости объекта по измерениям ее компонент
Figure 00000130
,
Figure 00000131
,
Figure 00000132
в проекциях на оси ССК Oxyz предполагают использование точных углов ψг, υ, γ эволюции объекта.
Не располагая указанными углами, подставим в выражения (30) вместо ψг, υ, γ значения, определяемые соотношениями (см. (59)):
Figure 00000133
в которых
Figure 00000134
,
Figure 00000135
,
Figure 00000136
- измеренные значения углов эволюции объекта; Δγ, Δυ, Δψг - погрешности их измерения.
Можно показать, что подстановка (30.1) в выражения для
Figure 00000126
,
Figure 00000127
,
Figure 00000128
(30), приведет к их следующему представлению:
Figure 00000137
где приняты следующие обозначения для ошибочно рассчитанных составляющих
Figure 00000138
,
Figure 00000139
,
Figure 00000140
путевой скорости и ошибок
Figure 00000141
,
Figure 00000142
их расчета:
Figure 00000143
Figure 00000144
Figure 00000145
Подставляя в (30.4) вместо Δψг, Δυ, и Δγ их значения в функции малых углов αх, αy, αz рассогласования реального и опорного трехгранников ГП ИНС (28), (58), получим их следующее представление:
Figure 00000146
в котором приняты следующие обозначения:
Figure 00000147
В приведенных выражениях (30.4), (30.6), (30.7) под
Figure 00000148
,
Figure 00000149
,
Figure 00000150
,
Figure 00000151
следует понимать соответствующие элементы матрицы
Figure 00000152
(16), но в функции измеренных углов эволюции объекта
Figure 00000153
,
Figure 00000154
,
Figure 00000155
.
Все последующие операции будут исполнены на основе использования инерциальной информации и кинематических соотношений (28), связывающих ошибки счисления основных навигационных параметров Δϕ, Δλ, Δχ и углов αх, αy, αz рассогласования реального и опорного трехгранников ГП ИНС.
Учитывая, что эти операции приводятся впервые, представим их без сокращений.
Запишем выражение для идеальной восточной составляющей
Figure 00000156
, обусловленной суточным вращением Земли:
Figure 00000157
где ϕ - идеальное значение географической широты.
Учитывая, что идеальная широта, в общем случае, не известна, представим ее в виде:
Figure 00000158
где:
Figure 00000159
- счисленное значение широты, а Δϕ - погрешность счисления.
Подставляя (32) в (31), получим следующее выражение для
Figure 00000156
:
Figure 00000160
Подставим в (33) вместо Δϕ его значение в функции малых углов αх, αy и счисленного значения
Figure 00000161
(28).
В результате получим следующее искомое выражение, определяющее
Figure 00000156
:
Figure 00000162
Выражения для
Figure 00000156
записано с точностью до величин второго порядка малости относительно αх, αу, αz, Δλ. Очевидно, что выражения для проекций
Figure 00000156
на оси опорного трехгранника ГП будут равны (фиг. 4):
Figure 00000163
С учетом того, что идеальное значение угла азимутальной ориентации ОТГП Oξηζ, по аналогии с (32) равно:
Figure 00000164
a
Figure 00000156
приведено выше (34), выражения для горизонтальных составляющих
Figure 00000165
,
Figure 00000166
(51) примут вид:
Figure 00000167
Подставляя в (37) вместо Δχ его значение в функции αz, Δλ и
Figure 00000168
:
Figure 00000169
,
получим их следующее представление:
Figure 00000170
Учитывая, что для Δλ справедливо следующее соотношение из системы трех приведенных выше кинематических соотношений (28):
Figure 00000171
и подставляя его в полученные выше выражения (38), приведем их к следующему окончательному виду:
Figure 00000172
Если к составляющим (39) прибавить соответствующие составляющие путевой скорости (30.2), то, с упомянутой выше точностью, определяемой величинами второго порядка малости относительно αх, αу, αz, Δλ, будут получены горизонтальные составляющие абсолютной линейной скорости объекта, то есть:
Figure 00000173
Подставим (39) в (40). В результате, с точностью до величин второго порядка малости относительно αх, αу, αz, будут получены выражения для Vξ, Vη. Приведем их:
Figure 00000174
Figure 00000175
,
Запишем полученные выражения в несколько ином виде, а именно:
Figure 00000176
Сравнивая выражения (27) и (42), а конкретно, вычитая из левых частей выражений (27) левые части выражений (42), и аналогично, для правых частей указанных выражений с обязательным учетом кинематических составляющих скорости, имеющих место при маневренном полете объекта и обусловленных координатами Δξ, Δη, Δζ относительно размещения рассматриваемых систем (ИНС, ДИСС), получим следующие уравнения связи:
Figure 00000177
где W1, W2 - нормальные некоррелированные шумы измерения с известными интенсивностями.
Обозначим левые части полученных уравнений связи через z1 и z2:
Figure 00000178
Приведенные выражения в дальнейшем будем рассматривать, как выражения для расчета сигналов измерения оптимального фильтра-идентификатора параметров комплексной системы ИНС+ДИСС.
Следует обратить внимание, что выражения (44) в качестве сигналов измерения выбраны неслучайно, поскольку все параметры в правой их части являются либо измеренными, либо рассчитанными, то есть проблем с их формированием нет никаких.
Правые части полученных уравнений связи (43) - это развернутое представление матричного выражения вида:
Figure 00000179
где х - вектор параметров состояния рассматриваемой системы, Н - матрица наблюдения.
Следовательно, по правым частям указанных уравнений (43), после их соответствующей компоновки, может быть сформирована матрица наблюдения Н.
Для этого в правых частях получаемых выше уравнений связи приведем подобные члены, группируя их по параметрам состояния системы, в число которых входят ΔVx, ΔVy, αх, αy, αz, Δξ, Δη, Δζ (перечислены только те параметры, которые есть в рассматриваемых уравнениях). Кстати для полного перечня параметров состояния рассматриваемой системы среди перечисленных не хватает трех, а именно, нескомпенсированных систематических уходов гироскопов εx, εy, εz.
После приведения подобных членов в правых частях рассматриваемых уравнений с учетом выражений (30.5) для
Figure 00000180
и
Figure 00000181
, они могут быть представлены в следующем, удобном для формирования матрицы наблюдения виде:
Figure 00000182
Для формирования матрицы наблюдения необходимо знать порядок следования параметров состояния системы ИНС+ДИСС в векторе оцениваемых параметров. Приведем его:
Figure 00000183
В соответствии с (46) и (47) матрица наблюдения будет иметь следующий вид:
Figure 00000184
Из приведенной матрицы наблюдения (48) и выражений (47) следует, что в рассматриваемом режиме инерциально-доплеровской коррекции практически все параметры состояния, кроме εx, εy, εz, имеют прямую непосредственную связь и, как следствие, влияние на выходные - измеряемые сигналы ИНС, что свидетельствует о потенциальной наблюдаемости указанных сигналов.
Способность параметров состояния рассматриваемой системы напрямую влиять на характер изменения выходных-измеряемых сигналов ИНС следует рассматривать, как необходимое условие их наблюдаемости. И главное при этом -это заставить эти потенциально существующие связи между конкретными параметрами и измеряемыми сигналами - «дышать». И основным инструментом управления этими связями является движение объекта, а конкретно, различные виды выполняемых им маневров. И это важно, прежде всего, при управлении процедурой оценивания слабонаблюдаемых параметров.
Отличительной особенностью предлагаемого способа коррекции ИНС по измерениям ДИСС, выделяющей его из всего многообразия существующих алгоритмов, является то, что, для точного оценивания всего перечня параметров состояния ИНС и, как следствие, реализации эффективной процедуры коррекции в целом, включая и коррекцию автономно счисленных координат местоположения, впервые в практике разработки алгоритмов подобного типа, помимо алгоритмического учета геометрии относительного пространственного размещения задействованных в коррекции систем ИНС+ДИСС, при формировании сигналов измерения используются кинематические выражения погрешностей счисления основной тройки навигационных параметров Δϕ, Δλ, Δχ в функции углов рассогласования αх, αу, αz реального и опорного трехгранников ГП и угла χ ее текущей азимутальной ориентации. При этом преследуется цель обеспечения максимально корректного и математически строгого описания исходной системы, которая работает, исключительно, на достижение заявленной выше основной цели предлагаемого способа коррекции, а именно, на повышение его точности и быстродействия. Именно указанный подход, при отсутствии точных навигационных параметров, таких, как ϕ, λ, χ, позволяет, с точностью до величин второго порядка малости, относительно таких параметров, как малые углы αх, αу, αz рассогласования реального и опорного трехгранников ГП, получить искомые математически строгие и информационно обеспеченные выражения для определения сигналов измерения оптимального идентификатора ошибок ИНС и элементов его матрицы наблюдения.
Наличие точных оценок
Figure 00000185
,
Figure 00000186
погрешностей выдерживания вертикали и оценки
Figure 00000187
угла азимутального ухода ГП позволяет не только откорректировать составляющие (27) абсолютной скорости, но и последовательно, в соответствии с (28) сформировать оценки ошибок
Figure 00000188
,
Figure 00000189
,
Figure 00000190
и откорректировать счисленные инерциальной системой географические координаты местоположения
Figure 00000191
,
Figure 00000192
и угол
Figure 00000193
азимутальной ориентации ГП.
Учитывая, что процедура оптимальной коррекции всех параметров состояния ИНС в классическом варианте ее исполнения с оцениванием и управлением в соответствии с известной теоремой разделения, для современных ИНС является невозможной, вследствие их закрытости, по причине отсутствия доступа к основным управленческим точкам измерительных каналов рассматриваемых систем, поэтому не остается ничего более приемлемого, как ее программная реализация по разомкнутой схеме, или иначе, в БЦВМ комплекса.
Для оценивания всех ошибок ИНС, математическое описание которых представлено в виде расширенной системы взаимосвязанных дифференциальных уравнений первого порядка, необходимо предусмотреть два участка полета.
На первом горизонтальном участке прямолинейного полета без ускорений осуществляется так называемое «горизонтирование» гироплатформы с оцениванием хорошо наблюдаемых параметров горизонтальных каналов ИНС, таких как ΔVx, ΔVy, αx, αy, εx и согласованное (не раздельное) оценивание слабонаблюдаемых паараметров, типа αz, εy. Длительность этого участка коррекции составляет не более 4,5-5-ти минут, по окончании которого, с целью точного оценивания слабонаблюдаемых параметров, выполняется маневр, типа «змейки», координированного или боевого разворотов.
Длительность маневра, как правило, не превышает 30-40 сек.
В результате его выполнения осуществляется точное оценивание таких параметров состояния, как αz, εy, Δξ, Δη, Δζ, а также доуточнение оценки дрейфа εz азимутального гироскопа. Точное оценивание координат Δξ, Δη, Δζ, местоположения ИНС относительно ДИСС является показателем качества оценивания и алгоритмического учета кинематических составляющих скорости.
По окончании маневра завершается активная фаза оптимального оценивания ошибок автономного инерциального счисления, основанная на рекуррентной процедуре обработки, фильтрации и идентификации постоянно обновляющейся входной последовательности сигналов, формируемых по измерениям ИНС и ДИСС.
После чего фильтр-идентификатор переводят в режим долгосрочного - до следующего сеанса коррекции, прогноза полученных оценок.
Особенностью его работы в режиме прогноза является обнуление входных сигналов фильтра и приостановка математической процедуры расчета оптимальных коэффициентов усиления, которые на все время прогноза принимаются равными нулю.
При этом в качестве начальных значений оценок в процедуре прогноза используют их значения, полученные по завершении маневра, а все значения коэффициентов, взвешивающих рассматриваемые оценки, рассчитываются в соответствии с их аналитическим представлением в расширенной модели ошибок ИНС. При этом для их расчета используются текущие значения автономно счисленных/откорректированных параметров.
Далее, полученные в результате прогноза значения оценок будем обозначать так же, как и оптимальные оценки, а именно,
Figure 00000194
,
Figure 00000195
,
Figure 00000196
,
Figure 00000197
,
Figure 00000198
…, а счисленные значения инерциальных параметров, как
Figure 00000199
,
Figure 00000200
,
Figure 00000201
, Vx, Vy ….
Приведем процедуру коррекции составляющих абсолютной скорости.
В соответствии с выражениями (27) текущие значения составляющих скорости, формируемые ИНС, имеют вид:
Figure 00000202
Очевидно, что зная текущие - спрогнозированные значения оценок
Figure 00000203
,
Figure 00000204
,
Figure 00000205
,
Figure 00000206
,
Figure 00000207
, в соответствии с представленными выше выражениями, достаточно просто могут быть рассчитаны текущие, откорректированные составляющие
Figure 00000208
,
Figure 00000209
абсолютной линейной скорости. Выражения для их расчета имеют вид:
Figure 00000210
Откорректированные значения горизонтальных составляющих
Figure 00000208
,
Figure 00000209
абсолютной линейной скорости могут быть использованы в качестве входных параметров при реализации алгоритма автономного инерциального счисления географических координат местоположения ϕ, λ и угла χ азимутальной ориентации ГП.
Процедура коррекции счисленных значений географических координат
Figure 00000211
,
Figure 00000212
и угла
Figure 00000213
является одним из частных способов общей процедуры коррекции ИНС по измерениям ДИСС.
Приведем его математическую суть.
Следует отметить, что методологической основой предлагаемого способа коррекции координат является кинематическая взаимосвязь текущих значений ошибок автономно счисляемых координат Δϕ, Δλ, Δχ с текущими погрешностями αх, αy выдерживания вертикали и углом αz азимутального ухода гироплатформы ИНС. Выражения, отражающие эту связь имеют вид (28).
Положим, что счисленные значения координат
Figure 00000214
,
Figure 00000215
,
Figure 00000216
определяются выражениями вида:
Figure 00000217
где ϕ, λ, χ - идеальные значения рассматриваемых координат, а Δϕ, Δλ, Δχ - ошибки автономного счисления.
Очевидно, что располагая текущими значениями оценок
Figure 00000196
,
Figure 00000197
,
Figure 00000198
углов рассогласования реального и опорного трехгранников ГП в соответствии с 1-ым выражением системы (28) может быть сформирована оценка
Figure 00000218
ошибки счисления географической широты
Figure 00000219
:
Figure 00000220
зная которую на рассматриваемом такте вычисления может быть вычислено откорректированное значение широты
Figure 00000221
:
Figure 00000222
На этом же такте, располагая уже откорректированной широтой
Figure 00000221
, в соответствии со 2-ым выражением системы (28) вычисляют оценку
Figure 00000223
ошибки счисления географической долготы
Figure 00000215
:
Figure 00000224
и на этом же такте рассчитывают откорректированное значение долготы
Figure 00000225
:
Figure 00000226
И наконец, зная текущую оценку
Figure 00000227
малого угла αz и рассчитанное выше значение оценки
Figure 00000223
, в соответствии с 3-им выражением системы (29) вычисляют текущее значение оценки
Figure 00000228
.
Figure 00000229
и на этом же такте рассчитывают откорректированное значение угла
Figure 00000230
Figure 00000231
На втором и последующем такте вычислений приведенная выше процедура повторяется, но при этом используется уже откорректированная на первом/ предыдущем такте вычисления значение
Figure 00000230
и новые - спрогнозированные значения оценок малых углов
Figure 00000196
,
Figure 00000197
,
Figure 00000198
.
Представленная выше процедура расчета реализуется на протяжении всего интервала долгосрочного прогноза, при котором на каждом такте прогноза вычисляются текущие - спрогнозированные значения оценок
Figure 00000196
,
Figure 00000197
,
Figure 00000198
и рассчитываются текущие значения откорректированных координат местоположения
Figure 00000221
,
Figure 00000232
и угла
Figure 00000233
азимутальной ориентации ГП.
Для выполнения одного из требований ИКАО, заключающегося в необходимости выдачи на индикацию пилоту и для управления в САУ абсолютно достоверной информации об углах эволюции объекта и, в первую очередь, такой, как углы крена γ, тангажа
Figure 00000234
и гироскопического курса ψг, ставит разработчиков НК и ОЭПрНК перед необходимостью реализации высоконадежного и эффективного метода комплексной обработки информации (КОИ) с установленных на борту зарезервированных инерциальных датчиков, типа ИНС по измерениям таких систем, как ДИСС или СНС, который бы обеспечивал решение указанной задачи. Суть этого метода заключается в том, что полученные в процессе КОИ оценки углов
Figure 00000196
,
Figure 00000197
,
Figure 00000198
, определяющие ориентацию реальной/виртуальной ГП ИНС относительно ее опорного трехгранника, позволяют достаточно просто и с высокой точностью определить оценки текущих погрешностей
Figure 00000235
,
Figure 00000236
,
Figure 00000237
измерения углов ориентации объекта
Figure 00000238
,
Figure 00000239
,
Figure 00000240
.
Указанная процедура легко реализуется на основе известных кинематических соотношений, связывающих упомянутые выше погрешности
Figure 00000241
,
Figure 00000242
,
Figure 00000243
с малыми углами рассогласования реального и опорного трехгранников ИНС αх, αу, αz.
Эти соотношения больше известны, как выражения для расчета карданных ошибок и имеют вид:
Figure 00000244
Положим, что измеренные значения углов эволюции объекта,
Figure 00000238
,
Figure 00000239
,
Figure 00000240
равны:
Figure 00000245
где
Figure 00000238
,
Figure 00000239
,
Figure 00000240
- идеальные значения рассматриваемых углов, а
Figure 00000235
,
Figure 00000236
,
Figure 00000237
- ошибки их измерения.
Очевидно, что зная текущие значения оценок
Figure 00000246
,
Figure 00000247
погрешностей выдерживания вертикали и угла
Figure 00000248
азимутального ухода ГП для основной и резервной ИНС, а также измеренные/откорректированные значения углов тангажа
Figure 00000249
и гироскопического курса
Figure 00000250
, в соответствии с (58), достаточно просто могут быть рассчитаны оценки
Figure 00000236
,
Figure 00000235
,
Figure 00000237
ошибок измерения текущих углов эволюции объекта для основной и резервной ИНС.
Находя для каждой из них сумму среднеквадратических значений рассматриваемых оценок
Figure 00000251
,
Figure 00000252
,
Figure 00000253
:
Figure 00000254
и определяя меньшую из них, выявляют таким образом наиболее точную ИНС, угловая информация с которой используется для пилотирования и управления.
Более того, измеренные текущие значения углов
Figure 00000255
,
Figure 00000256
,
Figure 00000257
эволюции объекта могут быть достаточно просто откорректированы по результатам проведенной комплексной обработки информации ИНС по измерениям ДИСС и последующего
долгосрочного прогноза полученных оценок. И в этом случае, очевидно, вопрос выявления наиболее точного инерциального датчика может быть снят.
Приведем подробное математическое содержание упомянутой процедуры коррекции. Качественно, она ничем не отличается от приведенной выше процедуры коррекции основных навигационных параметров
Figure 00000214
,
Figure 00000215
,
Figure 00000216
.
Действительно, как уже отмечено выше, зная текущие значения спрогнозированных оценок малых углов
Figure 00000196
,
Figure 00000197
,
Figure 00000198
, в соответствии с первым выражением (49), определяют оценку
Figure 00000258
ошибки измерения угла тангажа:
Figure 00000259
зная которую на рассматриваемом такте вычисления может быть рассчитано откорректированное значение угла тангажа
Figure 00000260
:
Figure 00000261
На этом же такте, зная уже откорректированное значение тангажа
Figure 00000260
, в соответствии со 2-ым соотношением системы (58), определяют оценку
Figure 00000262
ошибки измерения угла крена
Figure 00000263
:
Figure 00000264
и сразу же, на этом такте вычисляют откорректированное значение крена
Figure 00000263
:
Figure 00000265
И последние операции рассматриваемого такта связаны с коррекцией гироскопического курса
Figure 00000266
.
В соответствии с 3-им соотношением системы (58), определяют оценку
Figure 00000267
, ошибки измерения
Figure 00000266
:
Figure 00000268
после чего рассчитывают откорректированное значение угла
Figure 00000269
:
Figure 00000270
Используя откорректированные значения
Figure 00000271
(57) и
Figure 00000272
(66) формируют откорректированный истинный курс
Figure 00000273
:
Figure 00000274
На втором и последующем такте прогноза оценок
Figure 00000196
,
Figure 00000197
,
Figure 00000198
и коррекции рассматриваемых углов приведенная выше процедура повторяется, но при этом используется новые - спрогнозированные значения оценок
Figure 00000196
,
Figure 00000197
,
Figure 00000198
малых углов αх, αу, αz рассогласования реального и опорного трехгранников ГП.
Приведенная выше математическая процедура коррекции измеренных углов эволюции объекта особенно важна в случае высокоманевренного полета при большом диапазоне изменения рассматриваемых углов.
Заявляемый способ реализуется следующим образом:
1. Оптимальное оценивание ошибок инерциальной информации осуществляют на основе использования классической дискретной процедуры оптимальной фильтрации и идентификации Калмана и в соответствии с традиционной для рассматриваемых режимов оценивания математической моделью ошибок ИНС.
2. Входные сигналы оптимального фильтра-идентификатора формируют путем сравнения одноименных горизонтальных составляющих абсолютной линейной скорости, измеренных ИНС и сформированных по измерениям ДИСС.
3. Оценивание ошибок инерциальной информации методически организуют таким образом, что после 270-ти секунд прямолинейного горизонтального полета, на котором реализуют точное «горизонтирование» с оцениванием хорошо наблюдаемых параметров горизонтальных каналов, осуществляют высокодинамичный маневр, типа «змейки», координированного или боевого разворотов, на котором оценивают слабонаблюдаемые параметры ИНС, типа азимутального ухода αz ее ГП и нескомпенсированного дрейфа εу гироскопа продольного канала.
4. По окончании маневра активную фазу оптимальной фильтрации и идентификации приостанавливают и фильтр-идентификатор переводят в режим долгосрочного - до следующего сеанса оптимального оценивания, прогноза полученных оценок.
5. Для его реализации сигналы измерения и оптимальные коэффициенты усиления фильтра-идентификатора обнуляют, а значения оценок на момент завершения активной фазы оптимального оценивания используют в качестве начальных условий в процедуре прогноза.
6. При этом прогноз осуществляют в соответствии с дискретными уравнениями, используемыми в процедуре оптимального оценивания для расчета априорных оценок.
7. Коррекцию выходных параметров ИНС - горизонтальных составляющих абсолютной линейной скорости реализуют в разомкнутом контуре, для чего используют текущие спрогнозированные значения оценок ошибок
Figure 00000275
,
Figure 00000276
по скорости, оценки
Figure 00000196
,
Figure 00000197
,
Figure 00000198
углов рассогласования реального и опорного трехгранников ГП ИНС и измеренные/рассчитанные составляющие
Figure 00000277
,
Figure 00000278
абсолютной линейной скорости.
Для достижения заявленного технического результата дополнительно осуществляют:
8. Традиционную, разработанную для рассматриваемого режима коррекции модель ошибок ИНС, расширяют за счет включения в нее математического описания координат ее местоположения относительно ДИСС и представляют ее в виде системы трех взаимосвязанных дифференциальных уравнений первого порядка в проекциях на оси опорного трехгранника ГП ИНС, которые одновременно описывают аддитивно входящие в сигналы измерения составляющие кинематической скорости ИНС. Обоснование необходимости расширения модели ошибок ИНС и вывод дифференциальных уравнений ее относительного движения приведен в разделе осуществления изобретения и представлен выражениями (1)÷(10), а сами уравнения - выражениями (11)÷(12).
При этом вывод выражения для расчета составляющих
Figure 00000279
,
Figure 00000280
,
Figure 00000281
относительной угловой скорости объекта, которые являются входными параметрами дифференциальных уравнений (11), (12), представлен выражениями (13)÷(26), а конечные выражения для их расчета - выражениями (13), (14), (26).
9. При формировании входных сигналов оптимального фильтра-идентификатора и матрицы наблюдения используют кинематические соотношения (28), связывающие ошибки
Figure 00000282
,
Figure 00000283
,
Figure 00000284
измерения углов эволюции объекта и ошибки Δϕ, Δλ, Δχ счисления географических координат местоположения и угла азимутальной ориентации опорного трехгранника ГП ИНС с погрешностями выдерживания вертикали αх, αу и углом αz азимутального ухода ее ГП, чем, с точностью до величин второго порядка малости относительно αх, αу, αz, Δλ, обеспечивают определение всех элементов матрицы наблюдения и эффективное по точности и быстродействию оценивание и последующий долгосрочный прогноз таких параметров состояния ИНС, как
Figure 00000285
,
Figure 00000286
, αх, αу, αz, εх, εy, εz, Δξ, Δη, Δζ. Подробное описание процедуры формирования скоростных уравнений связи (43) и получения на их основе выражений для расчета входных сигналов оптимального фильтра-идентификатора (44) и матрицы наблюдения (48), представлено в соответствующем подразделе осуществления изобретения, включающем их обоснование и подробный вывод.
10. Коррекцию счисленных инерциальной системой географических координат местоположения
Figure 00000287
,
Figure 00000288
и угла
Figure 00000289
азимутальной ориентации опорного трехгранника ГП ИНС реализуют, используя текущие спрогнозированные значения оценок малых углов
Figure 00000196
,
Figure 00000197
,
Figure 00000198
рассогласования реального и опорного трехгранников ГП ИНС и счисленные/откорректированные значения географической широты
Figure 00000290
и угла
Figure 00000291
азимутальной ориентации опорного трехгранника ГП ИНС, а саму коррекцию осуществляют в соответствии с кинематическими соотношениями связи ошибок счисления основной тройки навигационных параметров Δϕ, Δλ, Δχ с малыми углами αх, αу, αz текущего ухода реальной ГП ИНС (28).
11. Для чего, в соответствии с (28), последовательно формируют оценки ошибок
Figure 00000292
,
Figure 00000293
,
Figure 00000294
счисления основных навигационных параметров и последовательно корректируют счисленные значения географических координат
Figure 00000287
,
Figure 00000288
местоположения объекта и истинного курса
Figure 00000295
ориентации опорного трехгранника ГП ИНС. Рекомендуемая последовательность вычислений представлена выражениями (50)÷(56)и подкреплена их соответствующим описанием. Приведенную процедуру реализуют на всем интервале долгосрочного прогноза и коррекции. Ожидаемая длительность режима долгосрочного прогноза составляет не менее 40-ка минут.
12. Для определения из двух потенциально равноточных ИНС той, угловая информация которой наиболее приемлема для пилотирования и режима боевых и специальных задач, а также для коррекции текущих значений углов тангажа
Figure 00000296
, крена
Figure 00000297
и гироскопического курса
Figure 00000298
, используют текущие спрогнозированные значения оценок малых углов
Figure 00000196
,
Figure 00000197
,
Figure 00000198
, рассогласования реального и опорного трехгранников ГП ИНС и измеренные/откорректированные значения углов тангажа
Figure 00000299
и гироскопического курса
Figure 00000300
соответствии с кинематическими соотношениями связи ошибок
Figure 00000301
,
Figure 00000302
,
Figure 00000303
измерения углов ориентации объекта с малыми углами αх, αу, αz текущего ухода реальной ГП ИНС (56)последовательно для каждой ИНС формируют текущие значения оценок ошибок
Figure 00000304
,
Figure 00000305
,
Figure 00000306
углов ориентации объекта, после чего рассчитывают текущие значения сумм их квадратов
Figure 00000307
и посредством сравнения выявляют минимальную из них, и тем самым определяют наиболее приемлемую из них для решения упомянутых задач.
13. Коррекцию измеренных углов
Figure 00000308
,
Figure 00000309
,
Figure 00000310
эволюции объекта реализуют в соответствии с последовательно рассчитанными значениями оценок
Figure 00000304
,
Figure 00000305
,
Figure 00000306
ошибок измерения соответствующих углов
Figure 00000308
,
Figure 00000309
,
Figure 00000310
и их коррекции по принципу «рассчитал-откорректировал».
Приведенная процедура коррекции углов эволюции объекта приведена в заключительной части раздела осуществления изобретения и представлена выражениями (61)÷(66).
14. Коррекцию истинного курса объекта осуществляют в соответствии с определением угла χ азимутальной ориентации опорного трехгранника ГП ИНС, и измеряемого ею гироскопического курса ψг. Для расчета откорректированного значения истинного курса используют откорректированные значения
Figure 00000311
(56)и
Figure 00000312
(66), а само значение истинного курса
Figure 00000313
рассчитывают как сумму
Figure 00000314
(67).
Из представленного описания заявляемого способа оценивания ошибок инерциальной информации ИНС и ее коррекции по измерениям доплеровского измерителя скорости следует, что технический результат изобретения достигнут.

Claims (2)

  1. Способ оценивания ошибок инерциальной информации и ее коррекции по измерениям доплеровского измерителя скорости (ДИСС), включающий использование классической дискретной процедуры оптимальной фильтрации и идентификации Калмана, для чего входные сигналы оптимального фильтра-идентификатора формируют путем сравнения одноименных горизонтальных составляющих абсолютной линейной скорости, измеренных инерциальной навигационной системой (ИНС) и сформированных по измерениям ДИСС, а его структуру синтезируют в соответствии с традиционной для ИНС моделью ошибок, при этом характер полета методически организуют таким образом, что после 270-ти секунд горизонтального прямолинейного полета, на котором реализуют точное «горизонтирование» и оценивают хорошо наблюдаемые параметры горизонтальных каналов ИНС, осуществляют маневр типа «змейки», координированного или боевого разворотов, после чего активную фазу процедуры оптимальной фильтрации и идентификации приостанавливают и фильтр-идентификатор переводят в режим долгосрочного, до следующего сеанса коррекции, прогноза, для реализации которого сигналы измерения и оптимальные коэффициенты усиления фильтра-идентификатора обнуляют, а значения оценок на момент завершения активной фазы процедуры оценивания используют в качестве начальных условий в процедуре прогноза, при этом прогноз осуществляют в соответствии с дискретными уравнениями для расчета априорных оценок ошибок ИНС, а коррекцию выходных параметров ИНС реализуют в разомкнутом контуре, для чего используют текущие прогнозируемые значения оценок, отличающийся тем, что разработанную для рассматриваемого режима коррекции модель ошибок ИНС расширяют за счет включения в нее математического описания координат ее местоположения (размещения) относительно ДИСС и представляют его в виде системы из трех взаимосвязанных дифференциальных уравнений первого порядка в проекциях на оси опорного трехгранника гироплатформы (ГП) ИНС, которые одновременно описывают аддитивно входящие в сигналы измерения составляющие кинематической скорости ИНС относительно ДИСС, и дополнительно при формировании сигналов измерения и матрицы наблюдения используют кинематические соотношения, связывающие ошибки Δϕ, Δλ, Δχ счисления географических координат местоположения и угла азимутальной ориентации опорного трехгранника ГП ИНС, а также ошибки Δϑ, Δγ, Δψг измерения углов эволюции объекта с погрешностями выдерживания вертикали αх, αу и углом αz азимутального ухода ГП, которые с точностью до величин второго порядка малости относительно малых величин αх, αу, αz, Δλ определяют все элементы матрицы наблюдения, чем обеспечивают точное и эффективное оценивание и прогноз таких ошибок автономного инерциального счисления, как ΔVx, ΔVy αх, αy, αz, Δξ, Δη, Δζ, при этом коррекцию счисленных инерциальной системой географических координат местоположения и угла азимутальной ориентации опорного трехгранника ее ГП реализуют, используя текущие спрогнозированные значения оценок малых углов
    Figure 00000315
    ,
    Figure 00000316
    ,
    Figure 00000317
    рассогласования реального и опорного трехгранников ГП ИНС и счисленные/откорректированные значения географической широты
    Figure 00000318
    и угла
    Figure 00000319
    азимутальной ориентации опорного трехгранника ГП ИНС и в соответствии с кинематическими соотношениями связи Δϕ, Δλ, Δχ с малыми углами αх, αy, αz текущего ухода реальной ГП ИНС последовательно формируют оценки ошибок
    Figure 00000320
    ,
    Figure 00000321
    ,
    Figure 00000322
    счисления основных навигационных параметров и последовательно корректируют счисленные значения географических координат
    Figure 00000323
    ,
    Figure 00000324
    местоположения и истинного курса ориентации опорного трехгранника
    Figure 00000325
    ГП ИНС, а для выявления из двух потенциально равноточных ИНС той, угловая информация которой наиболее приемлема для пилотирования и решения боевых и специальных задач, а также для коррекции текущих значений углов тангажа
    Figure 00000326
    , крена
    Figure 00000327
    и гироскопического курса
    Figure 00000328
    используют текущие спрогнозированные значения оценок малых углов
    Figure 00000329
    ,
    Figure 00000330
    ,
    Figure 00000331
    рассогласования реального и опорного трехгранников ГП ИНС и измеренные/откорректированные значения углов тангажа
    Figure 00000332
    и гироскопического курса
    Figure 00000333
    и в соответствии с кинематическими соотношениями связи ошибок Δϑ, Δγ, Δψг
  2. измерения углов ориентации объекта с малыми углами αх, αy, αz текущего ухода реальной ГП ИНС последовательно для каждой ИНС формируют текущие значения оценок ошибок измерения углов ориентации объекта
    Figure 00000334
    ,
    Figure 00000335
    ,
    Figure 00000336
    и рассчитывают текущие значения сумм их квадратов
    Figure 00000337
    , посредством сравнения которых выявляют минимальную из них и тем самым определяют наиболее приемлемую для решения обозначенных задач ИНС, а при необходимости последовательно корректируют измеренные значения углов тангажа
    Figure 00000338
    , крена
    Figure 00000339
    и гироскопического курса
    Figure 00000340
    в соответствии с последовательно рассчитанными значениями оценок
    Figure 00000341
    ,
    Figure 00000342
    ,
    Figure 00000343
    и коррекцией измеренных углов эволюции объекта по принципу «рассчитал-откорректировал», при этом откорректированное значение истинного курса объекта
    Figure 00000344
    определяют, как сумму оценок
    Figure 00000345
    и
    Figure 00000346
    .
RU2015151480A 2015-12-02 2015-12-02 Способ оценивания ошибок инерциальной информации и её коррекции по измерениям доплеровского измерителя скорости RU2614192C1 (ru)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2015151480A RU2614192C1 (ru) 2015-12-02 2015-12-02 Способ оценивания ошибок инерциальной информации и её коррекции по измерениям доплеровского измерителя скорости

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2015151480A RU2614192C1 (ru) 2015-12-02 2015-12-02 Способ оценивания ошибок инерциальной информации и её коррекции по измерениям доплеровского измерителя скорости

Publications (1)

Publication Number Publication Date
RU2614192C1 true RU2614192C1 (ru) 2017-03-23

Family

ID=58453077

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2015151480A RU2614192C1 (ru) 2015-12-02 2015-12-02 Способ оценивания ошибок инерциальной информации и её коррекции по измерениям доплеровского измерителя скорости

Country Status (1)

Country Link
RU (1) RU2614192C1 (ru)

Cited By (8)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN107765032A (zh) * 2017-09-10 2018-03-06 西安天和海防智能科技有限公司 多普勒测速仪速度修正方法及水下自主航行器导航误差修正方法
RU2654964C1 (ru) * 2017-06-27 2018-05-23 Публичное акционерное общество "Московский институт электромеханики и автоматики" (ПАО "МИЭА") Способ определения корректирующих поправок в бесплатформенной инерциальной навигационной системе
CN110027717A (zh) * 2017-12-21 2019-07-19 泰勒斯公司 以svs在佩戴式显示器上再调整关于飞行器驾驶且与真实外界相符的符号的方法和系统
RU2713582C1 (ru) * 2019-01-29 2020-02-05 Акционерное общество "Раменское приборостроительное конструкторское бюро" Способ оптимального оценивания ошибок инерциальной навигационной системы и её коррекции по неподвижному наземному ориентиру с известными географическими координатами
RU2725029C1 (ru) * 2019-02-06 2020-06-29 Общество с ограниченной ответственностью "Экспериментальная мастерская НаукаСофт" Способ повышения точности бесплатформенной инерциальной навигационной системы
CN112556722A (zh) * 2020-11-12 2021-03-26 北京电子工程总体研究所 一种基于自动选取优选源的系统误差补偿方法
CN113939712A (zh) * 2019-06-06 2022-01-14 赛峰电子与防务公司 基于运输设备取景器传送的信息重置运输设备惯性单元的方法和装置
RU2790081C1 (ru) * 2022-02-03 2023-02-14 Акционерное общество Московский научно-производственный комплекс "Авионика" имени О.В. Успенского (АО МНПК "Авионика") Способ коррекции углов ориентации ЛА по сигналам от одноантенной СНС

Citations (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2269206C2 (ru) * 2001-05-31 2006-01-27 Моторола, Инк. Оценка доплеровского разброса/скорости в мобильных устройствах беспроводной связи и способы этой оценки
RU2451949C1 (ru) * 2008-06-11 2012-05-27 Квэлкомм Инкорпорейтед Устройство и способ для многосекторной оценки скорости и доплеровского сдвига подвижной станции систем синхронной связи
RU2562001C1 (ru) * 2014-05-21 2015-09-10 Закрытое акционерное общество "Ассоциация предприятий морского приборостроения" Способ поверки доплеровского измерителя скорости течений

Patent Citations (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2269206C2 (ru) * 2001-05-31 2006-01-27 Моторола, Инк. Оценка доплеровского разброса/скорости в мобильных устройствах беспроводной связи и способы этой оценки
RU2451949C1 (ru) * 2008-06-11 2012-05-27 Квэлкомм Инкорпорейтед Устройство и способ для многосекторной оценки скорости и доплеровского сдвига подвижной станции систем синхронной связи
RU2562001C1 (ru) * 2014-05-21 2015-09-10 Закрытое акционерное общество "Ассоциация предприятий морского приборостроения" Способ поверки доплеровского измерителя скорости течений

Non-Patent Citations (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Title
БОТУЗ С.П. Автоматизация исследования, разработки и патентования позиционных систем программного управления. - М.: Наука. Физматлит, 1999. 183-188c. *
ЛИПТОН А. Выставка инерциальных систем на подвижном основании. Дополнение к задаче выставки на подвижном основании/ Л.Г. КЛИБАНОВ, В.Л. ЛЕОНИДОВ. - М.: Наука, 1971. 52-57 с. *

Cited By (11)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2654964C1 (ru) * 2017-06-27 2018-05-23 Публичное акционерное общество "Московский институт электромеханики и автоматики" (ПАО "МИЭА") Способ определения корректирующих поправок в бесплатформенной инерциальной навигационной системе
CN107765032A (zh) * 2017-09-10 2018-03-06 西安天和海防智能科技有限公司 多普勒测速仪速度修正方法及水下自主航行器导航误差修正方法
CN110027717A (zh) * 2017-12-21 2019-07-19 泰勒斯公司 以svs在佩戴式显示器上再调整关于飞行器驾驶且与真实外界相符的符号的方法和系统
CN110027717B (zh) * 2017-12-21 2023-12-22 泰勒斯公司 以svs在佩戴式显示器上再调整关于飞行器驾驶且与真实外界相符的符号的方法和系统
RU2713582C1 (ru) * 2019-01-29 2020-02-05 Акционерное общество "Раменское приборостроительное конструкторское бюро" Способ оптимального оценивания ошибок инерциальной навигационной системы и её коррекции по неподвижному наземному ориентиру с известными географическими координатами
RU2725029C1 (ru) * 2019-02-06 2020-06-29 Общество с ограниченной ответственностью "Экспериментальная мастерская НаукаСофт" Способ повышения точности бесплатформенной инерциальной навигационной системы
CN113939712A (zh) * 2019-06-06 2022-01-14 赛峰电子与防务公司 基于运输设备取景器传送的信息重置运输设备惯性单元的方法和装置
CN113939712B (zh) * 2019-06-06 2023-11-28 赛峰电子与防务公司 基于运输设备取景器传送的信息重置运输设备惯性单元的方法和装置
CN112556722A (zh) * 2020-11-12 2021-03-26 北京电子工程总体研究所 一种基于自动选取优选源的系统误差补偿方法
CN112556722B (zh) * 2020-11-12 2023-07-28 北京电子工程总体研究所 一种基于自动选取优选源的系统误差补偿方法
RU2790081C1 (ru) * 2022-02-03 2023-02-14 Акционерное общество Московский научно-производственный комплекс "Авионика" имени О.В. Успенского (АО МНПК "Авионика") Способ коррекции углов ориентации ЛА по сигналам от одноантенной СНС

Similar Documents

Publication Publication Date Title
RU2614192C1 (ru) Способ оценивания ошибок инерциальной информации и её коррекции по измерениям доплеровского измерителя скорости
RU2617565C1 (ru) Способ оценивания ошибок инерциальной информации и её коррекции по измерениям спутниковой навигационной системы
Williamson et al. An instrumentation system applied to formation flight
US8655511B2 (en) Method and system for determining the attitude of an aircraft by multi-axis accelerometric measurements
RU2395061C1 (ru) Способ определения местоположения подвижных объектов и комплексированная навигационная система для его реализации
CN106443062B (zh) 无人机速度测量方法、装置及无人机
Liu et al. Modified sage-husa adaptive Kalman filter-based SINS/DVL integrated navigation system for AUV
Veremeenko et al. In-flight alignment of a strapdown inertial navigation system of an unmanned aerial vehicle
RU2654964C1 (ru) Способ определения корректирующих поправок в бесплатформенной инерциальной навигационной системе
CN103954288A (zh) 一种卫星姿态确定系统精度响应关系确定方法
RU2277696C2 (ru) Интегрированная инерциально-спутниковая навигационная система
Ercan et al. Multi-sensor data fusion of DCM based orientation estimation for land vehicles
RU2713585C1 (ru) Способ формирования воздушно-скоростных параметров маневренного объекта
RU2440595C1 (ru) Способ и устройство для контроля пилотажно-навигационного комплекса
RU2539131C1 (ru) Бесплатформенная интегрированная навигационная система средней точности для мобильного наземного объекта
RU2617147C1 (ru) Способ начального ориентирования гироскопической навигационной системы для наземных подвижных объектов
RU2723976C1 (ru) Способ определения угловой ориентации наземного транспортного средства
Myschik et al. Low-cost sensor based integrated airdata and navigation system for general aviation aircraft
RU2594631C1 (ru) Способ определения углов пространственной ориентации летательного аппарата и устройство для его осуществления
Sahu et al. Centralized kalman filter for fusion of multiple on-board auxiliary sensors with ins for underwater navigation
RU2590935C1 (ru) Комплексная навигационная система летательного аппарата
Wagner et al. Improving the GPS/INS integrated system performance by increasing the distance between GPS antennas and inertial sensors
Hemmati et al. Processing algorithm for a strapdown gyrocompass
CN107580684B (zh) 利用估计滤波器决定系统状态的方法、装置及航空载具
RU2692945C1 (ru) Способ ориентирования мобильных объектов относительно объекта с известным дирекционным углом