RU2634071C1 - Способ определения навигационных параметров и бесплатформенная инерциальная навигационная система для его осуществления - Google Patents

Способ определения навигационных параметров и бесплатформенная инерциальная навигационная система для его осуществления Download PDF

Info

Publication number
RU2634071C1
RU2634071C1 RU2016143610A RU2016143610A RU2634071C1 RU 2634071 C1 RU2634071 C1 RU 2634071C1 RU 2016143610 A RU2016143610 A RU 2016143610A RU 2016143610 A RU2016143610 A RU 2016143610A RU 2634071 C1 RU2634071 C1 RU 2634071C1
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
navigation
vector
trihedron
external force
axis
Prior art date
Application number
RU2016143610A
Other languages
English (en)
Inventor
Сергей Анатольевич Черенков
Алексей Анатольевич Лисин
Original Assignee
Сергей Анатольевич Черенков
Алексей Анатольевич Лисин
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 Сергей Анатольевич Черенков, Алексей Анатольевич Лисин filed Critical Сергей Анатольевич Черенков
Priority to RU2016143610A priority Critical patent/RU2634071C1/ru
Application granted granted Critical
Publication of RU2634071C1 publication Critical patent/RU2634071C1/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

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 обработки данных в бесплатформенных навигационных системах (БИНС), работающих в автономном режиме. Способ определения навигационных параметров бесплатформенной инерциальной навигационной системой, основанный на использовании сигналов акселерометров и датчиков угловых скоростей, включает измерение на борту движущегося объекта с помощью акселерометров вектора удельной внешней силы в проекциях на оси приборного трехгранника, расчет матрицы направляющих косинусов между приборным и навигационным трехгранниками, пересчет вектора удельной внешней силы в проекции на оси навигационного трехгранника и интегрирование этих показаний для расчета текущих скоростей и координат в виде вектора относительной линейной скорости в осях навигационного трехгранника и вектора положения, при этом при вычислении матрицы направляющих косинусов используется абсолютная угловая скорость приборного трехгранника, измеряемая датчиками угловых скоростей, и абсолютная угловая скорость навигационного трехгранника, вычисляемая как функция от рассчитанных текущих скоростей и координат. При этом на основании входных параметров текущих скоростей и координат производится вычисление в проекциях на оси навигационного трехгранника вектора удельной внешней силы, соответствующего измеренному с помощью акселерометров, после чего вектор удельной внешней силы, измеренный в проекциях на оси приборного трехгранника, сравнивается с соответствующим ему вектором удельной внешней силы, вычисленным в проекциях на оси навигационного трехгранника, в результате чего вычисляется соответствующая разности измеренного и вычисленного векторов погрешность компенсации вектора удельной силы тяжести и, следовательно, возможность компенсации динамических погрешностей инерциальных координат и ошибок измерения высоты. Техническим результатом предложенного способа является существенное повышение точности автономного счисления навигационных параметров (координат, линейных скоростей, высоты). 2 н.п. ф-лы, 2 ил.

Description

Изобретение относится к области обработки данных в бесплатформенных инерциальных навигационных системах (БИНС), работающих в автономном режиме.
Из уровня техники известен выбранный в качестве прототипа способ определения навигационных параметров бесплатформенной инерциальной навигационной системой (Патент RU 2348903 C1, МПК: G01C 21/10, опубл. 10.03.2009) (фиг. 1), основанный на использовании сигналов блока акселерометров и гироскопических датчиков угловых скоростей путем расчета матрицы направляющих косинусов между связанной и навигационной системами координат, пересчета показаний акселерометров из связанной в навигационную систему координат и их интегрирования для расчета текущих скоростей и координат. Этот способ основан также на вычислении совокупности матриц, связывающих приборный и навигационный трехгранники. Вычисления осуществляются по одним и тем же показаниям блока чувствительных элементов (БЧЭ). Для каждой из полученных матриц вычисляются навигационные параметры. При этом каждая из матриц имеет индивидуальный закон управления и обусловливает индивидуальный частотный спектр погрешностей навигационных параметров. Выходной сигнал БИНС формируется с помощью т.н. мастер-фильтра, формирующего оптимальную комбинацию навигационных решений в зависимости от параметров движения носителя (сильный маневр, слабое маневрирование и крейсерское движение без маневрирования).
Таким образом, сущность известного способа состоит в управлении собственной частотой БИНС в зависимости от динамики движения объекта с оценкой некоторых составляющих погрешностей датчиков первичной информации и компенсацией ошибок БИНС.
Основным недостатком прототипа является то, что при совершении маневров известный способ предполагает включение традиционного режима работы БИНС. В этом случае ошибки системы зависят от точности работы БЧЭ и практически не корректируются внутренними связями, что может затруднить использование прототипа на маневренных носителях.
Техническим результатом предложенного способа является существенное повышение точности автономного счисления навигационных параметров (координат, линейных скоростей, высоты).
Технический результат достигается тем, что известный способ определения навигационных параметров бесплатформенной инерциальной навигационной системой основан на использовании сигналов акселерометров и датчиков угловых скоростей и включает измерение на борту движущегося объекта с помощью акселерометров вектора удельной внешней силы в проекциях на оси приборного трехгранника, расчет матрицы направляющих косинусов между приборным и навигационным трехгранниками, пересчет вектора удельной внешней силы в проекции на оси навигационного трехгранника и интегрирование этих показаний для расчета текущих скоростей и координат в виде вектора относительной линейной скорости в осях навигационного трехгранника и вектора положения, при этом при вычислении матрицы направляющих косинусов используется абсолютная угловая скорость приборного трехгранника, измеряемая датчиками угловых скоростей, и абсолютная угловая скорость навигационного трехгранника, вычисляемая как функция от рассчитанных текущих скоростей и координат. При этом согласно изобретению на основании входных параметров текущих скоростей и координат производится вычисление в проекциях на оси навигационного трехгранника вектора удельной внешней силы, соответствующего измеренному с помощью акселерометров, после чего вектор удельной внешней силы, измеренный в проекциях на оси приборного трехгранника, сравнивается с соответствующим ему вектором удельной внешней силы, вычисленным в проекциях на оси навигационного трехгранника, в результате чего вычисляется соответствующая разности измеренного и вычисленного векторов погрешность компенсации вектора удельной силы тяжести и, следовательно, возможность компенсации динамических погрешностей инерциальных координат и ошибок измерения высоты.
Технический результат достигается также тем, что бесплатформенная инерциальная навигационная система, осуществляющая предложенный способ определения навигационных параметров, включает блок чувствительных элементов, соединенный своим первым выходом с первым входом блока вычисления матрицы направляющих косинусов A, а вторым выходом с первым входом блока пересчета вектора удельной внешней силы в проекции на оси навигационного трехгранника, соединенного вторым входом с выходом блока вычисления матрицы направляющих косинусов A, а выходом с блоком вычисления скоростей, координат и измерения высоты, который соединен своим первым выходом со вторым входом блока вычисления матрицы направляющих косинусов A. При этом согласно изобретению блок вычисления скоростей и координат соединен первым выходом со входом блока вычисления вектора удельной внешней силы, пересчитанного в осях навигационного трехгранника, и соединенного выходом с первым входом блока сравнения измеренного в проекциях на оси приборного трехгранника и вычисленного векторов удельной внешней силы, при этом блок сравнения соединен вторым входом с третьим выходом блока чувствительных элементов, а выходом со входом блока вычисления поправок к координатам и высоте, который соединен выходом со входом блока фильтрации поправок, соединенного выходом с первым входом блока уточнения навигационных параметров, причем последний вторым входом соединен с третьим выходом блока вычисления скоростей и координат.
Сущность предложенного способа состоит в следующем.
Пусть в приборной системе координат измеряется некоторый физический вектор
Figure 00000001
, такой что
Figure 00000002
где
Figure 00000003
- идеальный измеряемый вектор;
Figure 00000004
- вектор погрешности измерений.
Предположим также, что в результате использования известной математической модели можно вычислить в навигационной системе координат вектор
Figure 00000005
, соответствующий измеренному
Figure 00000006
где
Figure 00000007
- идеальный вычисленный вектор;
Figure 00000008
- погрешность определения вычисленного вектора.
Требуется найти способ, в результате использования которого можно определить погрешность вычисленного и измеренного вектора. Для этого сравним квадраты модулей измеренного и вычисленного вектора
Figure 00000009
Модули идеальных векторов равны, т.е.
Figure 00000010
, тогда
Figure 00000011
Из последнего соотношения следует общий вывод: в первом приближении разница модулей есть удвоенное скалярное произведение идеального вектора и вектора погрешностей его определения. Значит для существования решения рассматриваемой задачи (4) указанные векторы не должны быть ортогональны.
Рассмотрим бесплатформенную навигационную систему (БИНС). В процессе работы БИНС производится измерение вектора удельной силы
Figure 00000012
с помощью акселерометров в приборной системе координат и расчет этого вектора в горизонтальном географическом навигационном трехграннике с помощью следующих уравнений:
Figure 00000013
где g - удельная сила тяжести;
Figure 00000014
- вычисленный в осях горизонтального географического навигационного трехгранника вектор удельной внешней силы;
Figure 00000015
- вектор относительной линейной скорости в осях горизонтального географического навигационного трехгранника;
Figure 00000016
- кососимметрическая матрица, соответствующая относительной угловой скорости,
Figure 00000017
- кососимметрическая матрица, соответствующая абсолютной угловой скорости Земли.
В инерциальном пространстве система (5) и погрешность определения удельной внешней силы примет вид
Figure 00000018
где
Figure 00000019
- вектор абсолютного ускорения;
Figure 00000020
- погрешность вычисленного вектора,
Figure 00000021
;
Figure 00000022
- погрешность компенсации вектора удельной силы тяжести и погрешность вычисления ускорения соответственно.
Пусть погрешность измерения высоты равна нулю.
В результате анализа (5) и (6) следует, что в инерциальном пространстве погрешность определения удельной силы
Figure 00000023
есть ошибка первого дифференциала от абсолютной линейной скорости (вектор погрешности акселерометров)
Figure 00000024
плюс ошибка аналитического учета вектора силы тяжести
Figure 00000025
. В свою очередь, погрешность аналитического учета вектора удельной силы тяжести является функцией от горизонтальной составляющей динамической абсолютной ошибки местоположения и частоты Шулера ω0
Figure 00000026
где
Figure 00000027
,
Figure 00000028
- горизонтальные составляющие вектора
Figure 00000029
;
Figure 00000030
,
Figure 00000031
- динамические составляющие горизонтальной абсолютной ошибки местоположения.
Для определения упрощенных аналитических соотношений, выражающих условия успешной реализации изобретения в БИНС, допустим, что объект движется на постоянной высоте и вертикальный канал системы корректируется от идеального высотомера.
Математическая модель погрешности вычисленного вектора в географическом горизонтальном трехграннике при корректируемом вертикальном канале БИНС
Figure 00000032
где
Figure 00000033
,
Figure 00000034
,
Figure 00000035
- первый дифференциал от составляющих вектора погрешности БИНС по скорости;
Figure 00000036
- вертикальная составляющая вектора относительной угловой скорости;
Figure 00000037
- вертикальная составляющая вектора угловой скорости Земли;
Figure 00000038
,
Figure 00000039
- горизонтальные составляющие вектора погрешности БИНС по скорости;
Figure 00000040
,
Figure 00000041
- горизонтальные составляющие вектора погрешностей акселерометров;
Figure 00000042
,
Figure 00000043
,
Figure 00000044
- составляющие погрешностей вычисления вектора удельной силы;
С учетом (6) и (8) равенство (4) для рассматриваемого случая примет следующий вид:
Figure 00000045
где
Figure 00000046
;
Figure 00000047
- инструментальные погрешности акселерометров в навигационных и приборных осях соответственно;
Figure 00000048
;
Figure 00000049
- горизонтальные составляющие вектора ускорения.
Из последнего выражения следует:
- поскольку вектор
Figure 00000050
не ортогонален вектору
Figure 00000051
(как следует из (7)), выполняется условие (4);
- при выполнении следующих условий движения объекта
Figure 00000052
Можно составить и решить систему линейно независимых уравнений относительно
Figure 00000053
. Здесь индексы «(1)», «(2)» обозначают номера замеров
Figure 00000054
. Отсюда следует, что при непрерывном изменении вектора горизонтального ускорения
Figure 00000050
относительно навигационного трехгранника и при коррекции от идеального высотомера задача автономного повышения точности БИНС имеет решение.
Для повышения надежности определения высоты с помощью высотомера бывает весьма полезно проводить параметральный контроль работы этого датчика. Для этого контроля весьма желательно иметь дополнительную информацию о высоте или о погрешностях определения высоты. Однако в этом случае рассматриваемая задача усложняется и приводит к системе уже не второго, а третьего порядка.
С целью получения общих условий движения объекта, обусловливающего существование решения поставленной задачи (автономного увеличения точности определения трехмерного вектора навигационных погрешностей БИНС), допустим, что высота объекта измеряется высотомером. Погрешность высотомера - ΔH. Поведение навигационных параметров подчиняется системе (5). Третье уравнение системы (8) примет вид
Figure 00000055
где
Figure 00000056
,
Figure 00000057
- восточная и северная составляющая вектора относительной угловой скорости;
Figure 00000058
Figure 00000059
- восточная и северная составляющая вектора угловой скорости Земли;
Figure 00000060
- вертикальная составляющая вектора инструментальных погрешностей акселерометров;
Figure 00000061
- погрешность аналитического учета вертикальной составляющей вектора
Figure 00000062
.
Указанная погрешность является функцией инструментальной ошибки высотомера и равна
Figure 00000063
Как было отмечено выше (см. (4)), в основе процедуры получения уточняющих параметров лежит сравнение соответствующих измеренного физического вектора удельной силы
Figure 00000064
в проекциях на оси приборного трехгранника и этого же, но вычисленного вектора в проекциях на оси второй, сопровождающей навигационной системы координат
Figure 00000065
. В результате сравнения квадратов модулей, аналогично (6), можно получить выражение для разности
Figure 00000066
где
Figure 00000067
- вертикальная составляющая ускорения.
Из (9) и (11) следует, что разность Δ не является функцией
Figure 00000068
. Динамическая ошибка вектора погрешностей положения БИНС
Figure 00000069
.
Допустим, что
Figure 00000070
меняет свою ориентацию в пространстве навигационной системы координат БИНС. Последовательно измеряя
Figure 00000071
, можно составить систему линейных алгебраических уравнений относительно
Figure 00000072
. (Далее для упрощения обозначений индекс «в» опускается).
Figure 00000073
где индексы «(1)», «(2)», «(3)» обозначают номера замеров
Figure 00000074
.
Пусть приращение вектора между вторым и первым замером
Figure 00000075
;
приращение вектора между третьим и вторым замером
Figure 00000076
;
приращение между третьим и первым замером
Figure 00000077
.
Обычно выполняются следующие соотношения:
Figure 00000078
- в режиме крейсерского полета или
Figure 00000079
- при взлете или посадке. Поэтому можно принять, что
Figure 00000080
. Тогда определитель матрицы (14) будет описываться следующими соотношениями:
Figure 00000081
Из (15) следует, что для хорошей обусловленности системы приращение вектора должно меняться от измерения к измерению. Это достигается, например, при изменении ориентации вектора по гармоническому закону при развороте носителя. При этом, чем больше скорость разворота, тем больше обусловленность матрицы (14).
Далее возможна оценка наблюдаемых элементов вектора состояния погрешностей системы.
Допустим, что вектор
Figure 00000051
получен с использованием предлагаемого способа и, следовательно, известен в проекциях на оси навигационного сопровождающего трехгранника, например географического:
Figure 00000082
;
Figure 00000083
; 0. Покажем наличие внутренних информационных связей, а значит и возможность косвенного определения наблюдаемых элементов погрешности БИНС
Figure 00000084
,
Figure 00000085
,
Figure 00000086
по информации о
Figure 00000087
. Здесь
Figure 00000088
- вектор погрешности БИНС по скорости,
Figure 00000089
- вектор погрешности акселерометров,
Figure 00000090
- вектор погрешности ДУС - датчиков абсолютной угловой скорости БИНС. Для этого необходимо рассмотреть математическую модель погрешностей системы.
Искомые уравнения погрешностей представим упрощенно, но без потери иллюстративных свойств примера. Для этого введем свободный в азимуте трехгранник: ω3=0. Тогда упрощенная математическая модель примет вид
Figure 00000091
где
Figure 00000092
;
Figure 00000093
- динамические составляющие абсолютной линейной скорости движения центра масс объекта;
Figure 00000094
;
Figure 00000095
- первый дифференциал от горизонтальных составляющих вектора позиционных погрешностей БИНС;
R - вектор положения;
Figure 00000096
;
Figure 00000097
- горизонтальные составляющие вектора погрешностей ДУС;
Figure 00000098
;
Figure 00000099
- горизонтальные составляющие вектора абсолютной линейной скорости;
Figure 00000100
;
Figure 00000101
- горизонтальные составляющие вектора позиционных погрешностей;
c1; c2 - горизонтальные составляющие вектора погрешностей акселерометров.
При этом
Figure 00000102
Выберем систему уравнений, соответствующих одному каналу измерений, например «1»
Figure 00000103
Пусть объект движется прямолинейно и равномерно, тогда можно допустить, что c1 = const, ν2 = const.
Рассмотрим первое уравнение:
δr1 - известно (по условию задачи), следовательно,
Figure 00000104
- можно вычислить; отсюда следует, что δυ1 оценивается с точностью до величины Rν2
Из первого уравнения следует также
Figure 00000105
где
Figure 00000106
- второй дифференциал от первой составляющей вектора позиционных погрешностей.
Значит
Figure 00000107
можно вычислить. Тогда из второго уравнения следует
Figure 00000108
Отсюда следует, что поддается оценке погрешность акселерометра c1, погрешность по скорости оценивается с точностью до гироскопической скорости Rν2.
Пусть движение объекта обусловливает изменение навигационно-пилотажных параметров, пусть также в приборной системе координат
Figure 00000109
,
Figure 00000110
. Уравнения для канала «1» примут вид
Figure 00000111
где αij - элемент матрицы A, связывающей приборный и навигационный трехгранники;
δυ1; δυ2 - динамические составляющие абсолютной линейной скорости движения центра масс объекта;
Figure 00000112
;
Figure 00000113
- первый дифференциал от горизонтальных составляющих вектора позиционных погрешностей БИНС;
R - вектор положения;
ν1; ν2 - горизонтальные составляющие вектора погрешностей ДУС;
Figure 00000114
;
Figure 00000115
- первый дифференциал от горизонтальных составляющих вектора абсолютной линейной скорости;
Figure 00000116
;
Figure 00000117
- горизонтальные составляющие вектора позиционных погрешностей;
Figure 00000118
- горизонтальные составляющие вектора погрешностей акселерометров;
c3 - вертикальная составляющая вектора инструментальных погрешностей акселерометров;
ν3 - вертикальная составляющая вектора инструментальных погрешностей ДУСов.
Из последнего уравнения следует система
Figure 00000119
Здесь
Figure 00000120
-
Figure 00000121
измерение соответствующего элемента матрицы A, связывающей приборный и навигационный трехгранники.
Решая эту систему можно определить собственные уходы гироскопов и погрешности БИНС по скорости. Определив
Figure 00000122
, построим систему уравнений относительно
Figure 00000123
Figure 00000124
Очевидно, что для решения приведенных систем необходима их хорошая обусловленность. В частности, условие решения аналогичной системы приведено в выражении (14).
Полученные уравнения можно решить, например, методом наименьших квадратов или используя процедуру оптимальной фильтрации и т.д.
Сущность изобретения поясняется фиг. 2, на которой приведена блок-схема БИНС, реализующая предлагаемый способ и состоящая из следующих функциональных элементов:
1 - блок чувствительных элементов (БЧЭ);
2 - блок вычисления матрицы A направляющих косинусов;
3 - блок пересчета вектора удельной внешней силы в проекции на оси навигационного трехгранника;
4 - блок вычисления скоростей, координат и измерения высоты;
5 - блок вычисления вектора удельной внешней силы;
6 - блок сравнения измеренного в проекциях на оси приборного трехгранника и вычисленного векторов удельной внешней силы;
7 - блок вычисления поправок к координатам и высоте;
8 - блок фильтрации поправок;
9 - блок уточнения навигационных параметров.
В соответствии с фиг. 2 Блок 1 содержит измерители удельной силы и абсолютной угловой скорости в проекциях на оси приборной системы координат (акселерометры, ДУСы). Блок 2 реализует процедуру определения матрицы направляющих косинусов A (МНК), связывающей навигационный и приборный трехгранники (в соответствии с известными методами решения матричного уравнения Пуассона с использованием, например, вектора ускорений и (или) угловых скоростей). С помощью этой матрицы производится пересчет вектора удельной силы
Figure 00000125
, (измеряемого акселерометрами) на оси навигационного трехгранника для дальнейшего расчета навигационных параметров в Блоке 3. Процедура определения матрицы A выполняется с использованием абсолютной угловой скорости приборного трехгранника
Figure 00000126
, измеряемой ДУСами (Блок 1). Матрица A вычисляется также с использованием абсолютной угловой скорости навигационного трехгранника
Figure 00000127
, вычисляемой в Блоке 4 как функция от навигационных параметров. Информация об измеренном векторе
Figure 00000128
в Блок 3 поступает из Блока 1. Блок 4 реализует уравнения движения материальной точки в поле сил тяготения под действием силы
Figure 00000129
(алгоритм вычисления навигационных параметров движения объекта). В результате получается вычисленный вектор относительной скорости
Figure 00000130
и вектор положения
Figure 00000131
.
В Блоках 5, 6 и 7 получается основная информация для определения искомых навигационных параметров БИНС.
В основе процедуры получения параметров лежит сравнение соответствующих измеренных физических векторов удельной силы
Figure 00000132
в проекциях на оси приборного трехгранника и этих же векторов
Figure 00000133
, вычисленных в Блоке 5 с использованием математической модели (5) в проекциях на оси второй, сопровождающей системы координат. Вычисление вектора удельной силы
Figure 00000134
производится с использованием выходной информации Блока 4. Относительная скорость и вектор положения
Figure 00000135
,
Figure 00000136
используются для вычисления параметров, входящих в (5). В Блоке 6 в соответствии с (13) сравниваются квадраты модулей, т.е.
Figure 00000137
где
Figure 00000138
- вектор погрешности
Figure 00000139
, подчиняющийся соотношению (11).
Это инструментальные погрешности акселерометров и ошибка компенсации вектора
Figure 00000140
, возникающая из-за наличия динамической составляющей погрешности вектора положения БИНС.
В результате последовательного измерения трех векторов
Figure 00000141
и решения системы (14) в Блоке 7 получается информация о
Figure 00000142
, а значит о погрешности БИНС
Figure 00000143
включая, в том числе, поправку к инструментальным погрешностям высотомера. При этом необходимо движение объекта, обусловливающее существование решения системы (14), т.е. выполнение условия (15).
В Блоке 8 известными методами отфильтровывается шум, возникающий при решении системы (14) из-за ее плохой обусловленности. Производится также восстановление наблюдаемой составляющей вектора состояния погрешностей БИНС такие, например, как погрешность определения относительной скорости, отклонение от вертикали и т.д. Например, с помощью наблюдающего устройства Льюинбергера или фильтра Калмана.
В Блоке 9 происходит определение выходных навигационных параметров. Для этого из Блока 4 получаются инерциальные навигационные параметры и формируется выход с учетом информации Блока 8, т.е.
Figure 00000144
где
Figure 00000145
,
Figure 00000146
- оценки погрешностей БИНС;
Figure 00000147
где
Figure 00000148
,
Figure 00000149
- выходные навигационные параметры.
Таким образом, предложенный способ определения навигационных параметров БИНС в отличие от прототипа основан на совершенно другой идеологии использования дополнительной информации о динамике движения носителя, а именно на сравнении векторов, измеряемых с помощью акселерометров и вычисляемых как функция от текущих навигационных параметров. В результате синтеза и решения специальной системы линейных алгебраических уравнений производится увеличение точности компенсации удельной силы тяжести. Определение выходных навигационных параметров производится за счет обеспечения возможности демпфирования Шулеровских колебаний динамической составляющей погрешностей БИНС по положению, оценки наблюдаемых составляющих погрешностей системы без использования какой-либо дополнительной измеряемой информации не инерциальной природы.
При этом, как следует из системы (10), предложенный способ увеличивает свою эффективность при увеличении скорости изменения навигационных параметров. В то время, как прототип - напротив, при спокойном крейсерском полете с увеличением собственной частоты БИНС. Это обстоятельство позволяет предполагать увеличение общей эффективности при совместном использовании обоих подходов.

Claims (2)

1. Способ определения навигационных параметров бесплатформенной инерциальной навигационной системой, основанный на использовании сигналов акселерометров и датчиков угловых скоростей, включающий измерение на борту движущегося объекта с помощью акселерометров вектора удельной внешней силы в проекциях на оси приборного трехгранника, расчет матрицы направляющих косинусов между приборным и навигационным трехгранниками, пересчет вектора удельной внешней силы в проекции на оси навигационного трехгранника и интегрирование этих показаний для расчета текущих скоростей и координат в виде вектора относительной линейной скорости в осях навигационного трехгранника и вектора положения, при этом при вычислении матрицы направляющих косинусов используется абсолютная угловая скорость приборного трехгранника, измеряемая датчиками угловых скоростей, и абсолютная угловая скорость навигационного трехгранника, вычисляемая как функция от рассчитанных текущих скоростей и координат, отличающийся тем, что на основании входных параметров текущих скоростей и координат производится вычисление в проекциях на оси навигационного трехгранника вектора удельной внешней силы, соответствующего измеренному с помощью акселерометров, после чего вектор удельной внешней силы, измеренный в проекциях на оси приборного трехгранника, сравнивается с соответствующим ему вектором удельной внешней силы, вычисленным в проекциях на оси навигационного трехгранника, в результате чего вычисляется соответствующая разности измеренного и вычисленного векторов погрешность компенсации вектора удельной силы тяжести и, следовательно, возможность компенсации динамических погрешностей инерциальных координат и ошибок измерения высоты.
2. Бесплатформенная инерциальная навигационная система, включающая блок чувствительных элементов, соединенный своим первым выходом с первым входом блока вычисления матрицы направляющих косинусов, а вторым выходом с первым входом блока пересчета вектора удельной внешней силы в проекции на оси навигационного трехгранника, соединенного вторым входом с выходом блока вычисления матрицы направляющих косинусов, а выходом с блоком вычисления скоростей, координат и измерения высоты, который соединен своим первым выходом со вторым входом блока вычисления матрицы направляющих косинусов, отличающаяся тем, что блок вычисления скоростей и координат соединен первым выходом со входом блока вычисления вектора удельной внешней силы, пересчитанного в осях навигационного трехгранника, и соединенного выходом с первым входом блока сравнения измеренного в проекциях на оси приборного трехгранника и вычисленного векторов удельной внешней силы, при этом блок сравнения соединен вторым входом с третьим выходом блока чувствительных элементов, а выходом со входом блока вычисления поправок к координатам и высоте, который соединен выходом со входом блока фильтрации поправок, соединенного выходом с первым входом блока уточнения навигационных параметров, причем последний вторым входом соединен с третьим выходом блока вычисления скоростей и координат.
RU2016143610A 2016-11-08 2016-11-08 Способ определения навигационных параметров и бесплатформенная инерциальная навигационная система для его осуществления RU2634071C1 (ru)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2016143610A RU2634071C1 (ru) 2016-11-08 2016-11-08 Способ определения навигационных параметров и бесплатформенная инерциальная навигационная система для его осуществления

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2016143610A RU2634071C1 (ru) 2016-11-08 2016-11-08 Способ определения навигационных параметров и бесплатформенная инерциальная навигационная система для его осуществления

Publications (1)

Publication Number Publication Date
RU2634071C1 true RU2634071C1 (ru) 2017-10-23

Family

ID=60153902

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2016143610A RU2634071C1 (ru) 2016-11-08 2016-11-08 Способ определения навигационных параметров и бесплатформенная инерциальная навигационная система для его осуществления

Country Status (1)

Country Link
RU (1) RU2634071C1 (ru)

Cited By (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN113849003A (zh) * 2021-10-13 2021-12-28 西安尹纳数智能科技有限公司 一种动中通天线运动隔离的控制方法
RU2785971C2 (ru) * 2020-07-20 2022-12-15 ФЕДЕРАЛЬНОЕ ГОСУДАРСТВЕННОЕ КАЗЕННОЕ ВОЕННОЕ ОБРАЗОВАТЕЛЬНОЕ УЧРЕЖДЕНИЕ ВЫСШЕГО ОБРАЗОВАНИЯ Военная академия Ракетных войск стратегического назначения имени Петра Великого МИНИСТЕРСТВА ОБОРОНЫ РОССИЙСКОЙ ФЕДЕРАЦИИ Способ счисления координат при неортогональной ориентации входных осей измерителей параметров углового движения

Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2272995C1 (ru) * 2005-02-21 2006-03-27 Владимир Аронович Беленький Способ выработки навигационных параметров и вертикали места (варианты)
RU2395061C1 (ru) * 2009-06-15 2010-07-20 Открытое акционерное общество "Концерн "Созвездие" Способ определения местоположения подвижных объектов и комплексированная навигационная система для его реализации
US20140229109A1 (en) * 2010-04-07 2014-08-14 Qualcomm Incorporated Navigational coordinate systems in conjunction with transports and/or mobile devices
GB2526508A (en) * 2014-02-27 2015-12-02 Atlantic Inertial Systems Ltd Inertial navigation system

Patent Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2272995C1 (ru) * 2005-02-21 2006-03-27 Владимир Аронович Беленький Способ выработки навигационных параметров и вертикали места (варианты)
RU2395061C1 (ru) * 2009-06-15 2010-07-20 Открытое акционерное общество "Концерн "Созвездие" Способ определения местоположения подвижных объектов и комплексированная навигационная система для его реализации
US20140229109A1 (en) * 2010-04-07 2014-08-14 Qualcomm Incorporated Navigational coordinate systems in conjunction with transports and/or mobile devices
GB2526508A (en) * 2014-02-27 2015-12-02 Atlantic Inertial Systems Ltd Inertial navigation system

Cited By (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2785971C2 (ru) * 2020-07-20 2022-12-15 ФЕДЕРАЛЬНОЕ ГОСУДАРСТВЕННОЕ КАЗЕННОЕ ВОЕННОЕ ОБРАЗОВАТЕЛЬНОЕ УЧРЕЖДЕНИЕ ВЫСШЕГО ОБРАЗОВАНИЯ Военная академия Ракетных войск стратегического назначения имени Петра Великого МИНИСТЕРСТВА ОБОРОНЫ РОССИЙСКОЙ ФЕДЕРАЦИИ Способ счисления координат при неортогональной ориентации входных осей измерителей параметров углового движения
CN113849003A (zh) * 2021-10-13 2021-12-28 西安尹纳数智能科技有限公司 一种动中通天线运动隔离的控制方法
CN113849003B (zh) * 2021-10-13 2024-04-26 复远芯(上海)科技有限公司 一种动中通天线运动隔离的控制方法

Similar Documents

Publication Publication Date Title
CN102192741B (zh) 飞行器姿态角的旋转稳定估计
CN107588769B (zh) 一种车载捷联惯导、里程计及高程计组合导航方法
KR101168100B1 (ko) 차량의 위치, 자세 및 헤딩을 추측하는 시스템 및 방법
KR101739390B1 (ko) 중력오차보상을 통한 관성항법장치의 자체정렬 정확도 향상기법
RU2348903C1 (ru) Способ определения навигационных параметров бесплатформенной инерциальной навигационной системой
CN105698822B (zh) 基于反向姿态跟踪的自主式惯性导航行进间初始对准方法
RU2406973C2 (ru) Способ калибровки бесплатформенных инерциальных навигационных систем
CN100405014C (zh) 一种载体姿态测量方法
CN105806363B (zh) 基于srqkf的sins/dvl水下大失准角对准方法
CN101706284B (zh) 提高船用光纤陀螺捷联惯导系统定位精度的方法
CN108318038A (zh) 一种四元数高斯粒子滤波移动机器人姿态解算方法
CN105136145A (zh) 一种基于卡尔曼滤波的四旋翼无人机姿态数据融合的方法
CN112146655B (zh) 一种BeiDou/SINS紧组合导航系统弹性模型设计方法
RU2380656C1 (ru) Комплексированная бесплатформенная инерциально-спутниковая система навигации на "грубых" чувствительных элементах
CN109870173A (zh) 一种基于校验点的海底管道惯性导航系统的轨迹修正方法
RU2539140C1 (ru) Интегрированная бесплатформенная система навигации средней точности для беспилотного летательного аппарата
US4347573A (en) Land-vehicle navigation system
CN108508463B (zh) 基于Fourier-Hermite正交多项式扩展椭球集员滤波方法
RU2382988C1 (ru) Бесплатформенная инерциальная система ориентации на "грубых" чувствительных элементах
CN103438890A (zh) 基于tds与图像测量的行星动力下降段导航方法
RU2564379C1 (ru) Бесплатформенная инерциальная курсовертикаль
RU2487318C1 (ru) Бесплатформенная инерциальная курсовертикаль на чувствительных элементах средней точности
RU2661446C1 (ru) Способ определения навигационных параметров объекта и бесплатформенная инерциальная навигационная система для осуществления способа
CN111812737B (zh) 水下导航与重力测量一体化系统
RU2634071C1 (ru) Способ определения навигационных параметров и бесплатформенная инерциальная навигационная система для его осуществления

Legal Events

Date Code Title Description
MM4A The patent is invalid due to non-payment of fees

Effective date: 20181109

NF4A Reinstatement of patent

Effective date: 20200625