RU2646957C1 - Комплексный способ навигации летательных аппаратов - Google Patents

Комплексный способ навигации летательных аппаратов Download PDF

Info

Publication number
RU2646957C1
RU2646957C1 RU2016143329A RU2016143329A RU2646957C1 RU 2646957 C1 RU2646957 C1 RU 2646957C1 RU 2016143329 A RU2016143329 A RU 2016143329A RU 2016143329 A RU2016143329 A RU 2016143329A RU 2646957 C1 RU2646957 C1 RU 2646957C1
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
navigation
signals
aircraft
sns
sna
Prior art date
Application number
RU2016143329A
Other languages
English (en)
Inventor
Виктор Федорович Заец
Владимир Сергеевич Кулабухов
Борис Олегович Качанов
Николай Алексеевич Туктарев
Дмитрий Викторович Гришин
Сабина Курбановна Ахмедова
Антон Вадимович Перепелицин
Original Assignee
Открытое акционерное общество Московский научно-производственный комплекс "Авионика" имени О.В. Успенского (ОАО МНПК "Авионика")
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 Открытое акционерное общество Московский научно-производственный комплекс "Авионика" имени О.В. Успенского (ОАО МНПК "Авионика") filed Critical Открытое акционерное общество Московский научно-производственный комплекс "Авионика" имени О.В. Успенского (ОАО МНПК "Авионика")
Priority to RU2016143329A priority Critical patent/RU2646957C1/ru
Application granted granted Critical
Publication of RU2646957C1 publication Critical patent/RU2646957C1/ru

Links

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
    • G—PHYSICS
    • G01—MEASURING; TESTING
    • G01S—RADIO DIRECTION-FINDING; RADIO NAVIGATION; DETERMINING DISTANCE OR VELOCITY BY USE OF RADIO WAVES; LOCATING OR PRESENCE-DETECTING BY USE OF THE REFLECTION OR RERADIATION OF RADIO WAVES; ANALOGOUS ARRANGEMENTS USING OTHER WAVES
    • G01S19/00—Satellite radio beacon positioning systems; Determining position, velocity or attitude using signals transmitted by such systems
    • G01S19/38—Determining a navigation solution using signals transmitted by a satellite radio beacon positioning system

Landscapes

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

Abstract

Изобретение относится к области навигации летательных аппаратов (ЛА) с использованием комплексного способа навигации, а также относится к области навигационных приборов для контроля и управления летательными аппаратами. Комплексный способ навигации летательных аппаратов, функционально объединяющий инерциальный способ навигации, спутниковый способ навигации и воздушно-скоростной способ навигации с использованием магнитометрических датчиков, при этом дополнительно осуществляют начальную выставку по курсу в процессе руления и разбега до момента отрыва летательного аппарата (ЛА) от ВПП, определение и списание девиации магнитометрических датчиков после набора высоты путем совершения полета по кругу, осуществляют процесс навигации в трех режимах: основной режим навигации, где инерциальную систему и систему воздушных сигналов (СВС) корректируют по сигналам спутниковой системы навигации (СНС), осуществляют двухуровневый контроль достоверности сигналов от приемника СНС и определяют погрешности измерения воздушной скорости и скорости ветра, используя сигналы СНС, альтернативный режим навигации, где инерциальную систему корректируют по сигналам СВС, которого включают при отсутствии сигналов от приемников СНС или достоверности сигналов от приемника СНС и резервный режим навигации, которого включают в случае отказа системы СНС и СВС, где используют адаптированную к возмущениям резервную систему определения углов пространственной ориентации, корректируемую по сигналам акселерометров и магнитометрических датчиков со списанной девиацией в полете, осуществляют оптимизацию коэффициентов адаптивной коррекции углов по сигналам акселерометров, в зависимости от режима полета ЛА. Техническим результатом является расширение функциональных возможностей, повышение надежности работы и эффективности навигации, а также повышение точности определения навигационных параметров в случае пропадания сигналов от приемника спутниковой навигационной системы (СНС).

Description

Изобретение относится к области навигации летательных аппаратов (ЛА) с использованием комплексного способа навигации, функционально объединяющего инерциальный способ навигации, спутниковый способ навигации и воздушно-скоростной способ навигации, а также относится к области навигационных приборов для контроля и управления летательными аппаратами. За счет использования малогабаритных воздушно-скоростных систем навигации, из-за их высокой помехозащищенности и автономности, существенно повышается эффективность воздушной навигации. Это стало возможно с появлением малогабаритных процессоров, микроконтроллеров.
Известен комплексный способ навигации летательных аппаратов, описанный в патенте на изобретение РФ №2510518, МПК G01C 21/00, G01S 19/38, опубликованном 27.03.2014, принятый нами за прототип.
Известный Комплексный способ навигации ЛА включает в себя спутниковый и радиотехнический дальномерный способы навигации на основе наземных радиомаяков (НРМ), при этом прием сигналов спутников выполняется как на борту ЛА, так и на ряде наземных НРМ, в том числе на НРМ у взлетно-посадочной полосы (ВПП). На ЛА вычисляются навигационные параметры, производится комплексная обработка данных и непрерывная сравнительная оценка погрешностей.
Недостатками известного способа являются: низкая помехоустойчивость; требуется большое количество радиомаяков с точной геодезической привязкой на местности. Кроме того, в известном способе недостаточно уделено внимание вопросам достоверности информации и надежности навигации. Например, при отказе навигационного комплекса или источников питания невозможно продолжить полет до посадки на аэродром.
Целью заявляемого изобретения является расширение функциональных возможностей, повышение надежности работы и эффективности навигации, а также повышение точности определения навигационных параметров в случае пропадания сигналов от приемника спутниковой навигационной системы (СНС).
Поставленная цель достигается за счет того, что в комплексном способе навигации летательных аппаратов, функционально объединяющем инерциальный способ навигации, спутниковый способ навигации и воздушно-скоростной способ навигации с использованием магнитометрических датчиков, дополнительно осуществляют начальную выставку по курсу в процессе руления и разбега до момента отрыва летательного аппарата (ЛА) от ВПП, определение и списание девиации магнитометрических датчиков после набора высоты путем совершения полета по кругу, осуществляют процесс навигации в трех режимах: основной режим навигации, где инерциальную систему и систему воздушных сигналов (СВС) корректируют по сигналам спутниковой системы навигации (СНС), осуществляют двухуровневый контроль достоверности сигналов от приемника СНС и определяют погрешности измерения воздушной скорости и скорости ветра, используя сигналы СНС, альтернативный режим навигации, где инерциальную систему корректируют по сигналам СВС, которую включают при отсутствии сигналов от приемников СНС или достоверности сигналов от приемника СНС, и резервный режим навигации, который включают в случае отказа системы СНС и СВС, где используют адаптированную к возмущениям резервную систему определения углов пространственной ориентации (АРКВ), корректируемую по сигналам акселерометров и магнитометрических датчиков со списанной девиацией в полете, осуществляют оптимизацию коэффициентов адаптивной коррекции углов по сигналам акселерометров, в зависимости от режима полета ЛА.
Суть способа организации малогабаритной отказоустойчивой навигационной системы излагается ниже.
На этапе руления и разбега осуществляют определение путевого угла ЛА по сигналам СНС. Измеренный путевой угол до момента отрыва ЛА от ВПП является истинным курсом ЛА, по которому выставляют начальный курс ЛА:
Figure 00000001
;
где WN и WE земные скорости ЛА в направлении северного меридиана и восточной параллели, получаемые от СНС.
Момент отрыва ЛА от ВПП фиксируется концевым выключателем обжатия стойки шасси, который дает команду на фиксирование значения курса ЛА.
После набора высоты совершают полный круг над аэродромом или в заданной зоне, где отсутствуют магнитные аномалии, с постоянным углом крена, в процессе которого запоминаются значения измеренного магнитного курса при помощи магнитометрического датчика с учетом выставленного истинного курса
Figure 00000002
. Используя полученный массив и выставленный истинный курс, определяют постоянное смещение оценки магнитного курса.
Используя упрощенную модель, которая позволяет учесть влияние второй по значимости четвертной девиации на ошибку определения магнитного курса и приведенные ниже алгоритмы, определяют коэффициенты магнитной девиации магнитометрического датчика.
Как показывают расчеты, модель содержит шесть параметров Пуассона, которые устойчиво определяются по ограниченному объему полетных данных. Допущение о равенстве b и d является пренебрежением влияния индуктивного магнитного поля ЛА на постоянное смещение оценки магнитного курса, которое определяют в начале.
Упрощенные уравнения Пуассона:
Figure 00000003
где
Figure 00000004
,
Figure 00000005
,
Figure 00000006
,
Figure 00000007
,
Figure 00000008
,
Коэффициенты p, q, r учитывают влияние магнетизма, твердого в магнитном отношении, железа. Коэффициенты a, b, d, e учитывают влияние магнитного поля мягкого, в магнитном отношении, железа ЛА.
С учетом направления связанных осей ЛА матрица H и вектор P принимают вид
Figure 00000009
,
Figure 00000010
Далее определяют: Оценка модуля магнитного поля земли (МПЗ)
Figure 00000011
, усредненная на всем отрезке наблюдения из N отсчетов.
Figure 00000012
,
Figure 00000013
- полная совокупность измерений магнитометра.
Figure 00000014
,
Figure 00000015
- совокупность оценок измерений магнитометра с учетом компенсации девиации.
Figure 00000016
,
Figure 00000017
- совокупность оценок модуля МПЗ с учетом компенсации девиации.
Figure 00000018
,
Figure 00000019
- оценка модуля МПЗ, усредненная по всему отрезку наблюдения, скалярная величина.
Оценка средних значений модуля МПЗ
Figure 00000020
,
Figure 00000021
на J частных интервалах.
Figure 00000022
,
Figure 00000023
,
Figure 00000024
- совокупность оценок модуля МПЗ, усредненных на частных интервалах наблюдения.
Запоминание вектора частных оценок модуля МПЗ.
Figure 00000025
.
Вектор
Figure 00000026
имеет размерность J.
Формирование вектора B разностей между оценкой модуля МПЗ, усредненной по всему отрезку наблюдения и оценками, усредненными на частных интервалах.
Figure 00000027
Figure 00000028
.
Figure 00000029
.
Вычисление функций чувствительности измерений модуля МПЗ к вариациям искомых коэффициентов.
Вычисление приращений оценок коэффициентов осуществляется путем формирования системы линейных алгебраических уравнений.
Aα=B,
где A - матрица функций чувствительности размерностью (J,6)
Figure 00000030
,
где B - вектор, размерностью J,
Figure 00000031
,
где α - вектор приращений.
Решение определяется решением следующего выражения:
Figure 00000032
.
При правильном решении приращения Δp Δr Δq Δa Δe Δb по мере выполнения итераций стремятся к нулю. Итерационный процесс полагаем успешным, если на последней итерации выполняется условие:
Figure 00000033
Текущее значение магнитного курса изделия вычисляется с помощью соотношений:
Figure 00000034
,
Figure 00000035
.
Более подробно способом списания девиации в полете можно ознакомиться в работе [1].
В основном режиме для коррекции углов пространственной ориентации, значения земных скоростей и координат местоположения ЛА используют сигналы СНС. При этом используют разомкнутую схему счисления и фильтрации Калмана:
Оцениваемыми являются 21 параметр, которые составляют вектор X.
Figure 00000036
Где ΔB, ΔL, Δh - ошибки определения геодезической широты, долготы и высоты ЛА,
ΔVN, ΔVE, ΔVU - ошибки определения проекций земных скоростей ЛА,
Ψ1, Ψ2, Ψ2 - ошибки определения углов вычислительной (платформенной) системы координат (СК) относительно навигационной СК,
Δa x, Δa y, Δa z, δa x, δa y, δa z - постоянные и случайные составляющие погрешностей датчиков линейных ускорений,
Δωx, Δωy, Δωz, δωx, δωy, δωz - постоянные и случайные составляющие погрешностей датчиков угловых скоростей.
Выражения, описывающие Фильтр Калмана приведены ниже:
1.
Figure 00000037
2.
Figure 00000038
3.
Figure 00000039
4.
Figure 00000040
5.
Figure 00000041
6.
Figure 00000042
7. Вектор наблюдений:
8.
Figure 00000043
9.
Figure 00000044
10. Коррекция
Figure 00000045
В процессе работы приемника СНС осуществляют непрерывный двухуровневый контроль достоверности сигналов от приемников СНС. На первом уровне ("грубый контроль") определяют широту, долготу и высоту с заданной точностью. При этом пороги по координатам определяют, исходя из области, ограниченной максимально возможной дальностью и высотой полета. Пороги по скорости контролируют по модулю скорости, которая должна находиться в приделах эксплуатационного диапазона.
На втором уровне производят контроль на скользящем интервале наблюдений, где осуществляют контроль измерений скорости, используя сдвигающий буфер BV типа «бегущей строки», в котором хранятся последние N измерений модуля скорости. При поступлении нового измерения происходит сдвиг содержимого и вычисление вариации модуля скорости, при этом, в случае превышения вариацией модуля скорости заданного порога δ|V|>Por(V), формируется признак неисправности Pr=1. Контроль измерения координат осуществляют путем определения приращения пути, используя сдвигающий буфер BD, типа «бегущий строки», в котором хранятся последние N измерений приращения пути. При поступлении нового измерения происходит сдвиг содержимого и вычисление вариации приращения пути. В случае превышения вариацией приращения пути заданного порога δD>Por(D), формируется признак неисправности Рr=1. Контроль выдачи одних и тех же их значений параметров от СНС осуществляют до "n" совпадений, при достижении которого формируется признак неисправности Pr=1.
Полный алгоритм определения достоверности сигналов от приемника СНС приведен в работе [2].
Одновременно определяются проекции скорости ветра, воздушной скорости, счисление текущих координат по сигналам воздушной скорости и барометрическая высота и их ошибки по сигналам от СВС. Для определения скорости ветра и ошибок определения воздушной скорости измеряют земную скорость при помощи СНС, определяют проекции скорости ветра на нормальную земную систему координат путем параметрической идентификации и, используя значения углов пространственной ориентации летательного аппарата, переводят их в систему координат, связанную с летательным аппаратом, на основании полученных данных определяют значение воздушной скорости, сравнивают его со значением, полученным при непосредственном измерении воздушной скорости, используя полученный результат сравнения, формируют функционал и, минимизируя его итеративным способом, определяют и компенсируют погрешность измерения воздушной скорости. Алгоритмы оценивания погрешностей воздушной скорости и определения ветра приведены в работе [5].
Альтернативный режим включается при пропадании и в случае отсутствия достоверности сигналов от приемника СНС. В этом случае в уравнениях невязки фильтра Калмана (ФК) значения скоростей и координат от СНС замещаются скорректированными на текущий момент значениями воздушной скорости и высоты. Для вычисления земной скорости используются последние вычисленные значения проекций скорости ветра на момент отключения СНС.
Figure 00000046
Figure 00000047
Figure 00000048
Figure 00000049
Figure 00000050
Расчет скорости ветра:
Figure 00000051
Figure 00000052
Figure 00000053
Figure 00000054
Figure 00000055
Figure 00000056
Figure 00000057
Figure 00000058
Figure 00000059
Резервный режим работает в горячем резерве. В процессе нормальной работы осуществляется проверка достоверности значений углов пространственной ориентации по сигналам АРКВ, который имеет свой аварийный источник питания. Курс определяется по сигналам от магнитного датчика с учетом коэффициентов магнитной девиации. Высота определяется по датчику барометрической высоты АРКВ.
В работе АРКВ используют две модели ориентации. Модель 1 предназначена для учета изменения ориентации аппарата на шагах дискретизации измерений гироскопов. Она является динамической, детерминированной и выражена в параметрах Родрига-Гамильтона
Figure 00000060
Здесь qi - кватернион ориентации ЛА; qωi - кватернион угловых скоростей; i - номер дискретного момента времени; Δt - шаг дискретизации измерений; q0 - кватернион ориентации для начального момента времени.
Кватернион q определяет ориентацию связанной системы координат аппарата относительно инерциальной системы координат, роль которой играет нормальная земная система координат. С точки зрения теории бесплатформенных инерциальных систем соотношения (4) являются одношаговым алгоритмом ориентации.
Модель 2 предназначена для коррекции модели 1. Вектор состояния модели 2 учитывает три компонента - крен, тангаж и скорость ЛА относительно земли. Ее вектор состояния подлежит оцениванию по текущим значениям сигналов от акселерометров. Модель 2 является стохастической и статической, поскольку ее состояние учитывается для текущего момента дискретного времени ti. Соотношения для модели 2 имеют вид
Figure 00000061
Здесь xi - вектор состояния;
Figure 00000062
- его априорное нормальное распределение; V - земная скорость; wi - вектор возмущений; xiq - вспомогательный вектор, рассчитываемый по кватерниону ориентации модели 1 с помощью матрицы A поворота связанной системы координат относительно инерциальной
Figure 00000063
Figure 00000064
Figure 00000065
.
Обозначим
Figure 00000066
- априорное нормальное распределение вектора состояния модели 2 для момента времени ti;
Figure 00000067
- апостериорное распределение, подлежащее оцениванию;
Figure 00000068
- априорное распределение для следующего момента времени ti+1. Тогда коррекция углов, осуществляемая на одном интервале дискретизации измерений Δt, представляется в виде последовательности следующих шагов.
Шаг 1. Определение статистик апостериорной плотности
Figure 00000069
вектора состояния модели 2 с учетом
Figure 00000070
и текущих измерений гироскопов и акселерометров. Определение статистик апостериорной плотности
Figure 00000071
имеет вид известных соотношений байесовского оценивания вектора состояния по вектору его дискретных измерений.
Figure 00000072
,
Figure 00000073
,
Figure 00000074
,
Figure 00000075
.
Здесь
Figure 00000076
- оценка вектора наблюдений, которая имеет вид
Figure 00000077
.
Шаг 2. Расчет оценки кватерниона ориентации
Figure 00000078
.
Шаг 3. Вычисление априорного кватерниона ориентации
Figure 00000079
для следующего момента дискретного времени.
Шаг 4. Вычисление статистик априорной плотности
Figure 00000080
. Вычисление статистик априорной плотности
Figure 00000081
включает в себя расчет априорного математического ожидания и ковариационной матрицы. Априорное математическое ожидание компоненты скорости определяется с учетом допущения о постоянстве скорости и принимается равным ее оценке:
Figure 00000082
. Априорные математические ожидания тангажа
Figure 00000083
и крена
Figure 00000084
вычисляются по кватерниону
Figure 00000085
и соотношениям (5). Априорная ковариационная матрица приближенно принимается равной апостериорной ковариационной матрице:
Figure 00000086
. Применение более сложных соотношений для ее расчета представляется неоправданным в силу приближенности модели 2.
Указанные вычисления выполняются на каждом шаге Δt по мере поступления новых измерений гироскопов и акселерометров. В резервном режиме определяются курс, крен, тангаж и барометрическая высота ЛА.
Полные описание работы АРКВ приведены в работах [3, 4].
В предлагаемом способе осуществляют оптимизацию адаптации коэффициентов фильтра АРКВ в зависимости от турбулентности. Полные выражения для перегрузок, зависящих от параметров полета ЛА определяются следующим выражением
Figure 00000087
Степень влияния слагаемых в правых частях (6) зависит от режима полета.
На режиме прямолинейного горизонтального полета с постоянной скоростью имеет место
Figure 00000088
,
Figure 00000089
,
Figure 00000090
. Данные соотношения используются в простейших вариантах коррекции, когда ускорения, создаваемые ЛА, значительно меньше гравитационных.
Слагаемые
Figure 00000091
,
Figure 00000092
,
Figure 00000093
обусловлены появлением Кориолисовых сил и имеют значимость при разворотах ЛА.
Слагаемые
Figure 00000094
,
Figure 00000095
,
Figure 00000096
имеют значимость при появлении линейных ускорений по связанным осям ЛА.
В рамках вектора состояния модели 2 учитывают наиболее значимые члены в (6). При относительно небольших углах атаки и скольжения скорость направлена в основном по строительной оси.
Figure 00000097
,
Figure 00000098
Тогда (6) представляется в упрощенном виде
Figure 00000099
Приближенность (7) и допущения снижают точность учета составляющих кажущегося ускорения (6). Однако строгое выполнение (7) не требуется, в чем и состоит преимущество исходной идеи. Суть в том, что всякое отклонение модуля перегрузки от единицы и всякая неточность (7) учитывается снижением доверия к наблюдениям перегрузок путем увеличения дисперсий в ковариационной матрице Ri. При этом снижается интенсивность коррекции, следовательно, снижаются ее ошибки.
На режимах разгона и торможения значительный вклад в изменение кажущегося ускорения вносит производная скорости.
Учитывая то, что изменение скорости ЛА относится к длиннопериодическому движению, производная скорости выделяется из оценки скорости с помощью сглаживающего фильтра нижних частот
Figure 00000100
Figure 00000101
,
Figure 00000102
,
Figure 00000103
,
где T - постоянная времени фильтра нижних частот.
Из рассмотрения Якобиана (7) следует, что оценивание скорости ЛА происходит при выполнении разворотов, когда присутствуют одна или обе угловые скорости ωz, ωy. При этом слагаемые
Figure 00000104
,
Figure 00000105
в соотношениях для ny, nz (7) обеспечивают оценивание крена. Из первого уравнения в (7) следует, что слагаемое
Figure 00000106
в выражении для
Figure 00000107
влияет на оценивание тангажа.
На участках полета при взлете и посадке, когда скорость изменяется наиболее интенсивно, а ЛА не выполняет разворотов, скорость не оценивается, но при этом учитывают
Figure 00000108
для повышения точности оценивания тангажа. С этой целью измеряют истинную воздушную скорость VTA, с помощью СВС. Современные СВС обладают достаточно высокой точностью. Выделение производной
Figure 00000109
выполняют аналогично с помощью фильтра нижних частот:
Figure 00000110
Заметим, что при этом постоянные рассогласования между земной и истинной воздушной скоростями не вносят ошибок в определение производной. Динамические ошибки измерения VTA на малых высотах взлета и посадки незначительны. Шумовые погрешности СВС сглаживаются фильтром. Поэтому с достаточной точностью правомерно положить
Figure 00000111
.
Дополнительную оптимизацию коэффициентов фильтра АРКВ выполняют с учетом уровня погрешностей датчиков. Путем анализа ошибок инерциальных датчиков с помощью спектральной плотности мощности и дисперсии Алана выделяют шумы квантования, случайное блуждание (дрейф), нестабильность смещения нуля (фликкер шум), случайное блуждание (дрейф) скорости, мультипликативную систематическую погрешность и синусоидальный шум.
С учетом того, что основной вклад в ошибки ориентации вносят смещения нулей гироскопов, настройку коэффициентов фильтра Калмана выполняют на множестве обучающих последовательностей, формируемых для набора сочетаний знаков смещений.
Коэффициенты фильтра оптимизируют следующим образом. Для каждого полета формируют девять обучающих последовательностей. Варианты знаков смещений нулей гироскопов представлены в таблице 1, где c0 - абсолютная величина смещения. Величина c0 задается с учетом класса точности располагаемых гироскопов.
Figure 00000112
Всего в алгоритме присутствует шесть коэффициентов, подлежащих настройке: q1, q2, q3 - диагональные элементы ковариационной матрицы возмущений Q, и а=d1,
Figure 00000113
,
Figure 00000114
- коэффициенты нелинейной функции
Figure 00000115
, определяющей диагональные элементы ковариационной матрицы ошибок наблюдения R.
Критерием качества J1 назначают взвешенную среднеквадратическую ошибку ориентации по крену и тангажу, усредненную по времени и по множеству всех девяти обучающих последовательностей.
Figure 00000116
где
Figure 00000117
- среднеквадратическая ошибка оценивания тангажа;
Figure 00000118
- среднеквадратическая ошибка оценивания крена; αϑ=0.5 и αγ=0.5 - весовые коэффициенты;
Figure 00000119
- множество из шести искомых коэффициентов алгоритма.
Идентификацию турбулентности в смысле выявления ее наличия выполняют по величине среднеквадратичного отклонения
Figure 00000120
на скользящем интервале небольшой длины порядка 1-2 секунд. При превышении некоторого заданного порога
Figure 00000121
принимают решение о наличии турбулентности.
Оптимизацию коэффициентов осуществляют в три этапа. 1. Численная минимизация критерия качества minJ1 и определение коэффициентов
Figure 00000122
для полетов в спокойной атмосфере,
Figure 00000123
.
2. Численная минимизация критерия качества minJ1 и определение коэффициентов
Figure 00000124
для полетов в условиях турбулентности,
Figure 00000125
.
3. Определение процедуры вычисления дисперсий
Figure 00000126
, удовлетворяющих с достаточной точностью полетам как в спокойной атмосфере, так и в турбулентности.
Наиболее просто данная процедура реализуется с помощью линейной интерполяции коэффициентов фильтра по результатам этапов 1, 2, и текущим значениям
Figure 00000127
,
Figure 00000128
.
Заявляемый способ организации малогабаритной отказоустойчивой навигационной системы может быть использован как на высокоманевренных ЛА, так и на маломаневренных ЛА. Техническим результатом является: сокращение времени начальной выставки за счет определения курса ЛА в процессе руления и разбега. Повышение надежности осуществляется путем использования СВС в случае пропадания сигналов от СНС и использования резервной навигационной системы, а также проверкой достоверности сигналов от приемника СНС и проверкой значений углов ориентации путем сравнения сигналов от инерциальной системы со значениями углов, по сигналам от резервной системы. Повышение точности определения истинного курса путем списания девиации в полете постоянной адаптивной коррекцией углов крена и тангажа по сигналам акселерометров, а также оптимизацией коэффициентов фильтрации в зависимости от турбулентности. Заметим, что списание девиации может быть осуществлено периодически, в случае отсутствия замены бортового и подвесного оборудования ЛА.
Исследования методом математического моделирования и путем проведения натурного эксперимента на ЛА показали работоспособность и высокую точность предложенного способа.
Литература
1. Патент №2550774, Способ определения и компенсации девиации магнитометрических датчиков и устройство для его осуществления, МПК G01C 21/08. Бюллетень №13, 2015 г. Авторы Заец В.Ф., Кулабухов B.C., Качанов Б.О., Туктарев Н.А., Гришин Д.В.
2. Патент №2585051, Способ контроля данных от спутниковых навигационных систем и устройство для его осуществления, МПК G01S 19/08. Бюллетень №15, 2015 г. Авторы Заец В.Ф., Кулабухов B.C., Качанов Б.О., Туктарев Н.А.
3. Патент №2564380, Способ коррекции бесплатформенной инерциальной навигационной системы, МПК G01C 21/06. Бюллетень №27, 2015 г. вторы Заец В.Ф., Кулабухов B.C., Качанов Б.О., Туктарев Н.А., Гришин Д.В.
4. Патент №2564379, Бесплатформенная инерциальная курсовертикаль, МПК G01C 21/16. Бюллетень №27, 2015 г. Авторы Заец В.Ф., Кулабухов B.C., Качанов Б.О., Туктарев Н.А.
5. Патент №2579550, Способ определения погрешности измерения воздушной скорости и устройство для его осуществления, МПК G01P 21/00. Бюллетень №10, 2016 г. Авторы Заец В.Ф., Корсун О.Н., Кулабухов B.C., Туктарев Н.А., Лысюк О.П.

Claims (1)

  1. Комплексный способ навигации летательных аппаратов, функционально объединяющий инерциальный способ навигации, спутниковый способ навигации и воздушно-скоростной способ навигации с использованием магнитометрических датчиков, отличающийся тем, что дополнительно осуществляют начальную выставку по курсу в процессе руления и разбега до момента отрыва летательного аппарата (ЛА) от ВПП, определение и списание девиации магнитометрических датчиков после набора высоты путем совершения полета по кругу, осуществляют процесс навигации в трех режимах: основной режим навигации, где инерциальную систему и систему воздушных сигналов (СВС) корректируют по сигналам спутниковой системы навигации (СНС), осуществляют двухуровневый контроль достоверности сигналов от приемника СНС и определяют погрешности измерения воздушной скорости и скорости ветра, используя сигналы СНС, альтернативный режим навигации, где инерциальную систему корректируют по сигналам СВС, которую включают при отсутствии сигналов от приемников СНС или достоверности сигналов от приемника СНС, и резервный режим навигации, который включают в случае отказа системы СНС и СВС, где используют адаптированную к возмущениям резервную систему определения углов пространственной ориентации, корректируемую по сигналам акселерометров и магнитометрических датчиков со списанной девиацией в полете, осуществляют оптимизацию коэффициентов адаптивной коррекции углов по сигналам акселерометров, в зависимости от режима полета ЛА.
RU2016143329A 2016-11-03 2016-11-03 Комплексный способ навигации летательных аппаратов RU2646957C1 (ru)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2016143329A RU2646957C1 (ru) 2016-11-03 2016-11-03 Комплексный способ навигации летательных аппаратов

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2016143329A RU2646957C1 (ru) 2016-11-03 2016-11-03 Комплексный способ навигации летательных аппаратов

Publications (1)

Publication Number Publication Date
RU2646957C1 true RU2646957C1 (ru) 2018-03-12

Family

ID=61627592

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2016143329A RU2646957C1 (ru) 2016-11-03 2016-11-03 Комплексный способ навигации летательных аппаратов

Country Status (1)

Country Link
RU (1) RU2646957C1 (ru)

Cited By (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2749194C1 (ru) * 2020-12-15 2021-06-07 Общество с ограниченной ответственностью "Опытно-конструкторское бюро УЗГА" (ООО "ОКБ УЗГА") Способ дистанционного определения координат местоположения наземного (надводного) объекта
RU2770311C2 (ru) * 2020-07-09 2022-04-15 АКЦИОНЕРНОЕ ОБЩЕСТВО "Центральный научно-исследовательский институт автоматики и гидравлики" (АО "ЦНИИАГ") Способ навигации объекта с использованием радиотехнической дальномерной системы
RU2814931C1 (ru) * 2023-12-07 2024-03-06 Федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего образования "Московский авиационный институт (национальный исследовательский университет)" Нелинейный префильтр, обеспечивающий подавление явления раскачки самолета летчиком

Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2434248C2 (ru) * 2006-05-19 2011-11-20 Таль Аэронавигационное устройство с инерционными датчиками и радионавигационными приемниками и способ аэронавигации, использующий такие элементы
US8548649B2 (en) * 2009-10-19 2013-10-01 Agjunction Llc GNSS optimized aircraft control system and method
RU2550774C1 (ru) * 2013-12-13 2015-05-10 Открытое акционерное общество Московский научно-производственный комплекс "Авионика" имени О.В. Успенского (ОАО МНПК "Авионика") Способ определения и компенсации девиации магнитометрических датчиков и устройство для его осуществления
RU2564380C1 (ru) * 2014-05-16 2015-09-27 Открытое акционерное общество Московский научно-производственный комплекс "Авионика" имени О.В. Успенского (ОАО МНПК "Авионика") Способ коррекции бесплатформенной инерциальной навигационной системы

Patent Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2434248C2 (ru) * 2006-05-19 2011-11-20 Таль Аэронавигационное устройство с инерционными датчиками и радионавигационными приемниками и способ аэронавигации, использующий такие элементы
US8548649B2 (en) * 2009-10-19 2013-10-01 Agjunction Llc GNSS optimized aircraft control system and method
RU2550774C1 (ru) * 2013-12-13 2015-05-10 Открытое акционерное общество Московский научно-производственный комплекс "Авионика" имени О.В. Успенского (ОАО МНПК "Авионика") Способ определения и компенсации девиации магнитометрических датчиков и устройство для его осуществления
RU2564380C1 (ru) * 2014-05-16 2015-09-27 Открытое акционерное общество Московский научно-производственный комплекс "Авионика" имени О.В. Успенского (ОАО МНПК "Авионика") Способ коррекции бесплатформенной инерциальной навигационной системы

Cited By (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2770311C2 (ru) * 2020-07-09 2022-04-15 АКЦИОНЕРНОЕ ОБЩЕСТВО "Центральный научно-исследовательский институт автоматики и гидравлики" (АО "ЦНИИАГ") Способ навигации объекта с использованием радиотехнической дальномерной системы
RU2749194C1 (ru) * 2020-12-15 2021-06-07 Общество с ограниченной ответственностью "Опытно-конструкторское бюро УЗГА" (ООО "ОКБ УЗГА") Способ дистанционного определения координат местоположения наземного (надводного) объекта
RU2814931C1 (ru) * 2023-12-07 2024-03-06 Федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего образования "Московский авиационный институт (национальный исследовательский университет)" Нелинейный префильтр, обеспечивающий подавление явления раскачки самолета летчиком

Similar Documents

Publication Publication Date Title
US6819983B1 (en) Synthetic pressure altitude determining system and method with wind correction
JP4782111B2 (ja) 輸送手段の位置、姿勢、および／または飛行方向を推定するシステムおよび方法
EP3321631B1 (en) A inertial and terrain based navigation system
US6389333B1 (en) Integrated flight information and control system
JP2020076781A (ja) 機首方位参照システムにおける軟鉄磁気妨害の補償方法とシステム
CN106500693B (zh) 一种基于自适应扩展卡尔曼滤波的ahrs算法
US20140046510A1 (en) Estimating a wind vector
RU2647205C2 (ru) Адаптивная бесплатформенная инерциальная курсовертикаль
CN110849360B (zh) 面向多机协同编队飞行的分布式相对导航方法
RU2762143C2 (ru) Система определения курса и углового пространственного положения, выполненная с возможностью функционирования в полярной области
CN112525188B (zh) 一种基于联邦滤波的组合导航方法
RU2564380C1 (ru) Способ коррекции бесплатформенной инерциальной навигационной системы
RU2749152C1 (ru) Адаптивный корректор углов ориентации для БИНС
EP3748293B1 (en) Systems and methods for compensating for the absence of a sensor measurement in a heading reference system
RU2646957C1 (ru) Комплексный способ навигации летательных аппаратов
RU2646954C2 (ru) Способ коррекции бесплатформенной инерциальной навигационной системы
RU168214U1 (ru) Бесплатформенная интегрированная инерциальная курсовертикаль
RU2487318C1 (ru) Бесплатформенная инерциальная курсовертикаль на чувствительных элементах средней точности
RU2589495C1 (ru) Способ определения углов пространственной ориентации летательного аппарата и устройство для его осуществления
RU2644632C1 (ru) Малогабаритный навигационный комплекс
RU2502049C1 (ru) Малогабаритная бесплатформенная инерциальная навигационная система средней точности, корректируемая от системы воздушных сигналов
Yuan et al. Dynamic initial alignment of the MEMS-based low-cost SINS for AUV based on unscented Kalman filter
RU2594631C1 (ru) Способ определения углов пространственной ориентации летательного аппарата и устройство для его осуществления
RU2714144C2 (ru) Малогабаритная адаптивная курсовертикаль
RU2713078C1 (ru) Способ определения углов пространственной ориентации