RU2647205C2

RU2647205C2 - Adaptive strap down inertial attitude-and-heading reference system

Info

Publication number: RU2647205C2
Application number: RU2016121552A
Authority: RU
Inventors: Виктор Федорович Заец; Владимир Сергеевич Кулабухов; Борис Олегович Качанов; Николай Алексеевич Туктарев; Дмитрий Викторович Гришин; Сабина Курбановна Ахмедова; Антон Вадимович Перепелицин
Priority date: 2016-06-01
Filing date: 2016-06-01
Publication date: 2018-03-14
Also published as: RU2016121552A

Abstract

FIELD: measuring equipment.

SUBSTANCE: device comprises the three-component angular rate sensor unit, the three-component linear acceleration sensor unit, the course corrector, the computing unit, the direction cosine matrix forming unit, the Kalman filter and the measurement function forming unit. The optimizer, the quaternions forming unit, the systemic error matrix forming unit, the air data system and the differentiating unit are connected in a specific way and additionally introduced into the device. As the result, there is the possibility to apply the angular rate sensors and the linear acceleration sensors of a medium and low accuracy including the sensors of a micromechanical type by virtue of the fact that the errors do not accumulate because of the continuous correction. The device eliminates the requirement for the initial alignment, has the ability to self-exhibit within several seconds and can be used in all known aircraft types.

EFFECT: attitude-and-heading reference system accuracy increase by means of the supplying the continuous pitch angle and bank angle correction, in particular within the conditions of the aircraft maneuvering in flight.

1 tbl, 3 dwg

Description

Изобретение относится к измерительной технике и может быть использовано для морских, воздушных и наземных объектов. Задачей изобретения является повышение точности бесплатформенной инерциальной навигационной системы (БИНС) путем организации непрерывной коррекции курсовертикали.The invention relates to measuring equipment and can be used for marine, air and ground objects. The objective of the invention is to improve the accuracy of the strapdown inertial navigation system (SINS) by organizing continuous correction of the vertical direction.

В бесплатформенной курсовертикали углы рыскания, крена и тангажа вычисляются по информации от датчиков угловых скоростей как отклонения от опорной системы координат, которая определяется перед взлетом.In the platform-free horizontal course, yaw, roll and pitch angles are calculated from information from angular velocity sensors as deviations from the reference coordinate system, which is determined before takeoff.

Основным недостатком бесплатформенных систем является накопление ошибок, поэтому большое внимание уделяется точности используемых гироскопов. Данный недостаток устраняется путем коррекции ориентации по показаниям акселерометров, которые обеспечивают устранение накопления погрешности. При этом гироскопы снижают влияние динамики ЛА на точность. Такой способ коррекции называется маятниковым. Привлекательность маятниковой коррекции заключается в простоте, а также в исключении необходимости учитывать форму Земли, ее угловую скорость и местоположение ЛА. Недостатком является трудность выделения гравитационных составляющих из ускорений, измеряемых акселерометрами.The main disadvantage of strapdown systems is the accumulation of errors, so much attention is paid to the accuracy of the gyroscopes used. This disadvantage is eliminated by correcting the orientation according to the readings of accelerometers, which ensure the elimination of the accumulation of error. In this case, gyroscopes reduce the influence of aircraft dynamics on accuracy. This correction method is called pendulum. The attractiveness of the pendulum correction lies in its simplicity, as well as in eliminating the need to take into account the shape of the Earth, its angular velocity and the location of the aircraft. The disadvantage is the difficulty of separating gravitational components from the accelerations measured by accelerometers.

Разработке современных способов маятниковой коррекции, позволяющих выделять гравитационные составляющие из ускорений, измеряемых акселерометрами, уделяется большое внимание.Much attention is paid to the development of modern methods of pendulum correction, which make it possible to distinguish gravitational components from accelerations measured by accelerometers.

Известна Бесплатформенная инерциальная курсовертикаль, патент №2564379, МПК G01C 21/16, опубл. в бюл. № 27, 2015 г., принятая нами за прототип.Known Platform-Inertial Patent No. 2564379, IPC G01C 21/16, publ. in bull. No. 27, 2015, adopted by us as a prototype.

Бесплатформенная инерциальная курсовертикаль содержит трехкомпонентный блок датчиков угловых скоростей, трехкомпонентный блок датчиков линейных ускорений, корректор курса, вычислительный блок, блок формирования матрицы направляющих косинусов, фильтр Калмана и блок формирования функций измерений, соединенные между собой соответствующим образом. Устройство обеспечивает адаптивную (маятниковую) коррекцию крена и тангажа БИНС, реализуемую посредством фильтра Калмана, в котором коэффициент усиления изменяется с учетом текущих значений модулей перегрузки и угловой скорости. Курс определяется при помощи магнитометрического датчика.The inertial inertial directional line contains a three-component block of angular velocity sensors, a three-component block of linear acceleration sensors, a course corrector, a computational block, a block for generating the matrix of guide cosines, a Kalman filter, and a block for generating measurement functions interconnected accordingly. The device provides adaptive (pendulum) correction of the SINS roll and pitch, implemented by the Kalman filter, in which the gain is changed taking into account the current values of the overload modules and angular velocity. The course is determined using a magnetometric sensor.

Недостаток известного устройства заключается в том, что при маневрировании ЛА оно не обеспечивает достаточной точности. Это может привести к возникновению значительных погрешностей в результате постоянного маневрирования высокоманевренных ЛА.A disadvantage of the known device is that when maneuvering an aircraft it does not provide sufficient accuracy. This can lead to significant errors due to the constant maneuvering of highly maneuverable aircraft.

Целью заявляемого изобретения является повышение точности БИНС по углам крена и тангажа в режимах маневрирования летательного аппарата.The aim of the invention is to increase the accuracy of the SINS in roll and pitch angles in the maneuvering modes of the aircraft.

Поставленная цель достигается за счет того, что адаптивная бесплатформенная инерциальная курсовертикаль содержит трехкомпонентный блок датчиков угловых скоростей, трехкомпонентный блок датчиков линейных ускорений, корректор курса, вычислительный блок, блок формирования матрицы направляющих косинусов, фильтр Калмана и блок формирования функций измерений, причем выходы трехкомпонентного блока датчиков угловых скоростей и трехкомпонентного блока датчиков линейных ускорений подключены соответственно к первым и вторым входам вычислительного блока, фильтра Калмана и блока формирования функций измерений, выход корректора курса подключен к третьему входу вычислительного блока, выход блока формирования матрицы направляющих косинусов подключен к четвертому входу вычислительного блока, выход блока формирования функций измерений подключен к третьему входу фильтра Калмана, а третий его вход соединен с первым выходом фильтра Калмана, дополнительно введены блок оптимизации, блок формирования кватернионов, блок формирования матрицы погрешностей системы, система воздушных сигналов и дифференцирующее устройство, при этом вход блока оптимизации соединен с первым выходом вычислительного блока, а первый и второй выходы подключены соответственно к третьему входу блока формирования матрицы погрешностей системы и к четвертому входу блока формирования функций измерений, первый, второй входы блока формирования кватернионов соединены соответственно со вторым выходом фильтра Калмана и с выходом трехкомпонентного блока датчиков угловых скоростей, третий вход соединен со вторым выходом вычислительного блока, а выход подключен к входу блока формирования матрицы направляющих косинусов, первый и второй входы блока формирования матрицы погрешностей системы соединены соответственно с выходами трехкомпонентного блока датчиков угловых скоростей и трехкомпонентного блока датчиков линейных ускорений, а выход подключен к четвертому входу фильтра Калмана, первый и второй выходы системы воздушных сигналов подключены соответственно к пятому входу блока формирования функций измерений и к входу дифференцирующего устройства, выход дифференцирующего устройства подключен к шестому входу блока формирования функций измерений, третий, четвертый и пятый выходы вычислительного блока являются выходами адаптивной бесплатформенной инерциальной курсовертикали по сигналам курса, тангажа и крена.This goal is achieved due to the fact that the adaptive strapdown inertial course-line contains a three-component block of angular velocity sensors, a three-component block of linear acceleration sensors, a course corrector, a computing block, a block for generating a matrix of guide cosines, a Kalman filter and a block for generating measurement functions, and the outputs of the three-component block of sensors angular velocities and a three-component block of linear acceleration sensors are connected respectively to the first and second inputs of the calculation of the unit, Kalman filter and the unit for generating measurement functions, the output of the course corrector is connected to the third input of the computing unit, the output of the unit for forming the matrix of guide cosines is connected to the fourth input of the computing unit, the output of the unit for generating measurement functions is connected to the third input of the Kalman filter, and its third input connected to the first output of the Kalman filter, an optimization block, a quaternion forming block, a system error matrix forming block, an air signals and a differentiating device, while the input of the optimization unit is connected to the first output of the computing unit, and the first and second outputs are connected respectively to the third input of the unit for generating the system error matrix and to the fourth input of the unit for generating measurement functions, the first, second inputs of the unit for forming quaternions are connected respectively, with the second output of the Kalman filter and with the output of the three-component block of angular velocity sensors, the third input is connected to the second output of the computing unit, and the output is connected to the input of the block forming the matrix of guide cosines, the first and second inputs of the block forming the matrix of errors of the system are connected respectively to the outputs of the three-component block of angular velocity sensors and the three-component block of linear acceleration sensors, and the output is connected to the fourth input of the Kalman filter, the first and second outputs of the system air signals are connected respectively to the fifth input of the unit for forming measurement functions and to the input of the differentiating device, the output of the differentiating the device is connected to the sixth input of the unit for forming measurement functions, the third, fourth and fifth outputs of the computing unit are the outputs of the adaptive strapdown inertial course vertical by the heading, pitch and roll signals.

Сущность изобретения поясняется чертежами, где на фиг. 1 представлена структурная схема заявляемой курсовертикали, на фиг. 2 и на фиг. 3 графически представлены сравнительные результаты моделирования прототипа и заявленного устройства.The invention is illustrated by drawings, where in FIG. 1 presents a structural diagram of the inventive course-line, in FIG. 2 and in FIG. 3 graphically presents comparative simulation results of the prototype and the claimed device.

Адаптивная бесплатформенная инерциальная курсовертикаль содержит трехкомпонентный блок 1 датчиков угловых скоростей, трехкомпонентный блок 2 датчиков линейных ускорений, трехкомпонентный магнитометрический датчик 3, вычислительный блок 4, блок 5 формирования матрицы направляющих косинусов, фильтр 6 Калмана, блок 7 формирования функций измерений, блок 8 оптимизации, блок 9 формирования кватернионов, блок 10 формирования матрицы погрешностей системы, систему 11 воздушных сигналов и дифференцирующее устройство 12.The adaptive strapdown inertial course-line contains a three-component block 1 of angular velocity sensors, a three-component block 2 linear acceleration sensors, a three-component magnetometric sensor 3, a computational block 4, a block 5 for generating a matrix of guide cosines, a Kalman filter 6, a block 7 for generating measurement functions, an optimization block 8, a block 9 for the formation of quaternions, a unit 10 for generating an error matrix of the system, an air signal system 11, and a differentiating device 12.

Суть работы устройства излагается ниже.The essence of the device is described below.

Фильтр 6 Калмана строится с учетом структуры измерений кажущихся ускорений. Вектор состояния, кроме крена и тангажа, включает скорость полета относительно Земли.Kalman filter 6 is constructed taking into account the structure of measurements of apparent accelerations. The state vector, in addition to roll and pitch, includes the speed of flight relative to the Earth.

i - номер дискретного момента времени.i is the number of the discrete time instant.

Изменение крена и тангажа описывается с помощью кватерниона ориентации в блоке 9, для которого угол рыскания принимается равным нулю.The change in roll and pitch is described using the orientation quaternion in block 9, for which the yaw angle is taken equal to zero.

.

Расчет кватерниона по вектору

, необходимый для определения его начального значения и уточнения на каждом шаге коррекции, выполняется с помощью следующих соотношений.Vector quaternion calculation

necessary to determine its initial value and refinement at each step of the correction is performed using the following relationships.

с₁=cos(ψ/2), ψ=0, с₂=cos(ϑ/2), с₃=cos(γ/2),c ₁ = cos (ψ / 2), ψ = 0, c ₂ = cos (ϑ / 2), c ₃ = cos (γ / 2),

s₁=sin(ψ/2), s₂=sin(ϑ/2), s₃=sin(γ/2),s ₁ = sin (ψ / 2), s ₂ = sin (ϑ / 2), s ₃ = sin (γ / 2),

q₁=c₁c₂c₃-s₁s₂s₃, q₂=c₁c₂s₃+s₁s₂c₃, q₃=c₁s₂s₃+s₁c₂c₃, q₁=c₁s₂c₃-s₁c₂s₃.q ₁ = c ₁ c ₂ c ₃ -s ₁ s ₂ s ₃ , q ₂ = c ₁ c ₂ s ₃ + s ₁ s ₂ c ₃ , q ₃ = c ₁ s ₂ s ₃ + s ₁ c ₂ c ₃ , q ₁ = c ₁ s ₂ c ₃ -s ₁ c ₂ s ₃ .

Вычисление кватерниона сопровождается его нормированием.The calculation of quaternion is accompanied by its normalization.

,

.

,

.

После вычисления исходный кватернион q заменяют на нормированный кватернион

.After calculation, the original quaternion q is replaced by a normalized quaternion

.

По кватерниону ориентации определяется матрица поворота А(3,3) в блоке 6 формирования матрицы направляющих косинусов.The orientation quaternion determines the rotation matrix A (3.3) in block 6 of the formation of the matrix of guide cosines.

, а(1,2)=2(q₂q₃+q₄q₁), а(1,3)=2(q₄q₂-q₃q₁), a(2,1)=2(q₂q₃-q₁q₄),

, а(2,3)=2(q₃q₄+q₂q₁), a(3,1)=2(q₄q₂+q₃q₁), a(3,1)=2(q₃q₄-q₂q₁),

.

, and (1,2) = 2 (q ₂ q ₃ + q ₄ q ₁ ), and (1,3) = 2 (q ₄ q ₂ -q ₃ q ₁ ), a (2,1) = 2 ( q ₂ q ₃ -q ₁ q ₄ ),

, and (2,3) = 2 (q ₃ q ₄ + q ₂ q ₁ ), a (3,1) = 2 (q ₄ q ₂ + q ₃ q ₁ ), a (3,1) = 2 ( q ₃ q ₄ -q ₂ q ₁ ),

.

Расчет крена и тангажа по матрице поворота выполняется с помощью соотношений ϑ=arcsin(a(1,2)), γ=-acrtg(a(3,2)/a(2,2)) в вычислительном блоке 4.The roll and pitch calculation using the rotation matrix is performed using the relations ϑ = arcsin ( a (1,2)), γ = -acrtg ( a (3,2) / a (2,2)) in the computing unit 4.

При счислении ориентации используется кватернион угловых скоростей.When calculating the orientation, a quaternion of angular velocities is used.

,

где ω_x, ω_y, ω_z - измерения, поступающие с блока 1 датчиков угловых скоростей.where ω _x , ω _y , ω _z are the measurements received from block 1 of the angular velocity sensors.

Определение текущего кватерниона ориентации выполняется с помощью одношагового алгоритма, имеющего вид.The determination of the current orientation quaternion is performed using a one-step algorithm of the form.

,

где Δt - шаг дискретизации измерений по времени,

- операция произведения кватернионов.where Δt is the sampling step of measurements over time,

- operation of the production of quaternions.

,

r₁=q₁q_ω1-q₂q_ω2-q₃q_ω3-q₄q_ω4,r ₁ = q ₁ q _ω1 -q ₂ q _ω2 -q ₃ q _ω3 -q ₄ q _ω4 ,

r₂=q₁q_ω2-q₂q_ω1-q₃q_ω4-q₄q_ω3,r ₂ = q ₁ q _ω2 -q ₂ q _ω1 -q ₃ q _ω4 -q ₄ q _ω3 ,

r₃=q₁q_ω3-q₂q_ω4-q₃q_ω1-q₄q_ω2,r ₃ = q ₁ q _ω3 -q ₂ q _ω4 -q ₃ q _ω1 -q ₄ q _ω2 ,

r₄=q₁q_ω4-q₂q_ω3-q₃q_ω2-q₄q_ω1.r ₄ = q ₁ q _ω4 -q ₂ q _ω3 -q ₃ q _ω2 -q ₄ q _ω1 .

Уравнения объекта имеют видThe equations of the object have the form

V_i+1=V_i+w_3i,V _{i + 1} = V _i + w _3i ,

w_i=[w_1i w_2i w_3i],

, Q=diag(q₁,q₃,q₃).w _i = [w _1i w _2i w _3i ],

, Q = diag (q ₁ , q ₃ , q ₃ ).

Здесь

обозначена процедура прогноза крена и тангажа путем пересчета в соответствующий кватернион ориентации, его интегрирования на шаге дискретизации измерений и обратного пересчета с помощью матрицы поворота.Here

the procedure for predicting the roll and pitch by recalculating the orientation into the corresponding quaternion of the orientation, integrating it at the step of sampling the measurements and counting back using the rotation matrix is indicated.

Вектор наблюдения содержит перегрузки по трем связанным осям ЛА.The observation vector contains overloads along the three connected axes of the aircraft.

Основополагающей в рассматриваемом методе коррекции является зависимость ковариационной матрицы ошибок наблюдений перегрузок от модуля перегрузки, точнее от абсолютного значения его отклонения от единицы.Fundamental in the correction method under consideration is the dependence of the covariance matrix of the observation errors of overloads on the overload module, more precisely, on the absolute value of its deviation from unity.

Для этого в модели наблюдений (3) ковариационная матрица ошибок наблюдений принимается в видеFor this, in the observation model (3), the covariance matrix of observation errors is taken in the form

Здесь дисперсии ошибок наблюдения d_i зависят от текущего измерения модуля перегрузки и являются функцией n^*.Here, the variances of observation errors d _i depend on the current measurement of the overload module and are a function of n ^* .

Обозначим

,

априорное и апостериорное нормальные распределения для i-го шага, гдеWe denote

,

a priori and posterior normal distributions for the ith step, where

x_i=М[x_i],

,

,x _i = M [x _i ],

,

Алгоритм оценивания представляется фильтром первого порядка приближения, выполняющим рекуррентное вычисление апостериорного распределения

по априорному распределению

и текущему измерению Z_i,The estimation algorithm is represented by a first order approximation filter performing recursive calculation of the posterior distribution

according to a priori distribution

and the current measurement Z _i ,

Здесь

- оценка вектора наблюдений по априорному распределению вектора состояния.Here

- estimation of the observation vector by the a priori distribution of the state vector.

В силу нелинейности задачи прогноз ковариационной матрицы выполняется упрощенно, без учета ее изменения динамикой объекта. При этом ковариационная матрица возмущений Q учитывает приближенность прогноза. Точные соотношения для измерений перегрузок следуют из дифференциальных уравнений динамики полета.Due to the nonlinearity of the problem, the forecast of the covariance matrix is simplified, without taking into account its changes in the dynamics of the object. In this case, the covariance perturbation matrix Q takes into account the approximation of the forecast. Exact relationships for measuring overloads follow from the differential equations of flight dynamics.

Степень влияния слагаемых в правых частях (8) зависит от режима полета. На режиме прямолинейного горизонтального полета с постоянной скоростью имеет место n_x=sin(ϑ), n_y=cos(ϑ)cos(γ), n_z=-cos(ϑ)sin(γ). Данные соотношения используются в простейших вариантах коррекции, когда ускорения, создаваемые ЛА, значительно меньше гравитационных.The degree of influence of the terms in the right-hand sides of (8) depends on the flight mode. In a straight horizontal flight with constant speed, n _x = sin (ϑ), n _y = cos (ϑ) cos (γ), n _z = -cos (ϑ) sin (γ). These ratios are used in the simplest correction options when the accelerations created by the aircraft are much less than gravitational ones.

Слагаемые (V_zω_y-ω_zV_y)/g, (V_xω_z-ω_xV_z)/g, (V_yω_x-ω_yV_x)/g обусловлены появлением кориолисовых сил и имеют значимость при разворотах ЛА.The terms (V _z ω _y -ω _z V _y ) / g, (V _x ω _z -ω _x V _z ) / g, (V _y ω _x -ω _y V _x ) / g are due to the appearance of Coriolis forces and are significant for U-turns.

Слагаемые

,

имеют значимость при появлении линейных ускорений по связанным осям ЛА.Terms

,

are significant when linear accelerations appear along the associated aircraft axes.

В рамках вектора состояния (1) учитывают наиболее значимые члены в (8). При относительно небольших углах атаки и скольжения скорость направлена в основном по строительной оси.Within the state vector (1), the most significant terms in (8) are taken into account. At relatively small angles of attack and slip, the speed is directed mainly along the construction axis.

Тогда (8) представляется в упрощенном видеThen (8) is presented in a simplified form

В отличие от прототипа, в первом уравнении (10) дополнительно учитывают слагаемое

.In contrast to the prototype, in the first equation (10), the term

.

Приближенность (10) и допущения (9) снижают точность учета составляющих кажущегося ускорения (8). Однако строгого выполнения (10) и (9) не требуется, в чем и состоит преимущество исходной идеи прототипа. Суть в том, что всякое отклонение модуля перегрузки от единицы и всякая неточность (10) учитываются снижением доверия к наблюдениям перегрузок путем увеличения дисперсий в ковариационной матрице R_i в блоке 7 формирования функций измерений. При этом снижается интенсивность коррекции, и, следовательно, снижаются ее ошибки.Approximation (10) and assumptions (9) reduce the accuracy of accounting for the components of apparent acceleration (8). However, strict implementation of (10) and (9) is not required, which is the advantage of the original idea of the prototype. The bottom line is that any deviation of the overload module from unity and any inaccuracy (10) are taken into account by a decrease in confidence in the observations of overloads by increasing variances in the covariance matrix R _i in block 7 of the formation of measurement functions. In this case, the correction intensity decreases, and, consequently, its errors are reduced.

На режимах разгона и торможения значительный вклад в изменение кажущегося ускорения вносит производная скорости.In acceleration and braking modes, the derivative of speed makes a significant contribution to the change in apparent acceleration.

Учитывая то, что изменение скорости ЛА относится к длиннопериодическому движению, производная скорости выделяется из оценки скорости с помощью сглаживающего фильтра нижних частотGiven that the change in the speed of the aircraft relates to long-period motion, the derivative of the speed is distinguished from the speed estimate using a smoothing low-pass filter

,

.

,

.

Здесь Т - постоянная времени фильтра нижних частот.Here T is the low-pass filter time constant.

Из рассмотрения Якобиана H_i в (7) следует, что оценивание скорости ЛА происходит при выполнении разворотов, когда присутствуют одна или обе угловые скорости ω_z, ω_y. При этом слагаемые ω_xV/g, -ω_yV/g в соотношениях для n_y, n_z (10) обеспечивают оценивание крена. Из первого уравнения в (10) следует, что слагаемое

в выражении для

влияет на оценивание тангажа.From the consideration of Jacobian H _i in (7), it follows that the estimation of the speed of an aircraft occurs when performing turns, when one or both angular velocities ω _z , ω _y are present. Moreover, the terms ω _x V / g, -ω _y V / g in the relations for n _y , n _z (10) provide an estimate of the roll. It follows from the first equation in (10) that the term

in the expression for

affects pitch estimation.

На участках полета при взлете и посадке, когда скорость изменяется наиболее интенсивно, а ЛА не выполняет разворотов, скорость не оценивается, но при этом желательно учитывать

для повышения точности оценивания тангажа.In the flight areas during take-off and landing, when the speed changes most intensively, and the aircraft does not perform turns, the speed is not estimated, but it is advisable to take into account

to increase the accuracy of pitch estimation.

С этой целью предлагается использовать измерение скорости системой 11 воздушных сигналов (СВС). СВС формирует измерение истинной воздушной скорости V_TA.To this end, it is proposed to use the speed measurement system 11 air signals (SHS). SHS generates a true airspeed measurement V _TA .

Современные СВС обладают достаточно высокой точностью. Выделение производной

выполняют аналогично выражению (11) с помощью фильтра нижних частот в дифференцирующем устройстве 12:Modern SHS have a fairly high accuracy. Derivation

perform similarly to the expression (11) using a low-pass filter in the differentiating device 12:

Заметим, что при этом постоянные рассогласования между земной и истинной воздушной скоростями не вносят ошибок в определение производной. Динамические ошибки измерения V_TA на малых высотах взлета и посадки незначительны. Шумовые погрешности СВС сглаживаются фильтром. Поэтому с достаточной точностью правомерно положить

.Note that in this case, the constant discrepancies between the earthly and true airspeeds do not introduce errors into the definition of the derivative. Dynamic measurement errors V _TA at low altitudes of takeoff and landing are negligible. SHS noise errors are smoothed out by the filter. Therefore, with sufficient accuracy, it is legitimate to put

.

Определение оптимальных коэффициентов алгоритма курсовертикали 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.The determination of the optimal coefficients of the vertical axis algorithm is performed taking into account the level of sensor errors. By analyzing the errors of inertial sensors using the spectral power density and Alan dispersion, quantization noise, random walk (drift), instability of zero bias (flicker noise), random walk (speed drift), multiplicative systematic error, and sinusoidal noise are distinguished.

С учетом того, что основной вклад в ошибки ориентации бесплатформенной курсовертикали вносят смещения нулей гироскопов, настройку коэффициентов фильтра 6 Калмана выполняют на множестве обучающих последовательностей, формируемых для набора сочетаний знаков смещений.Given the fact that the main contribution to the orientation errors of the strapdown vertical line is made by the displacements of the zeros of the gyroscopes, the adjustment of the coefficients of the Kalman filter 6 is performed on a set of training sequences formed for a set of combinations of signs of displacements.

С другой стороны, поскольку свойства маятниковой коррекции в той или иной степени всегда зависят от вида движения ЛА, важным является использование данных, близких к реальным полетам.On the other hand, since the properties of the pendulum correction to one degree or another always depend on the type of aircraft movement, it is important to use data close to real flights.

Для оптимизации коэффициентов фильтра Калмана использовались процессы изменения параметров полетов, сформированных с помощью авиасимулятора, имитирующего все этапы полета от взлета до посадки с учетом маневрирования ЛА и дополнительных возмущений в виде турбулентности.To optimize the Kalman filter coefficients, we used the processes of changing flight parameters generated using an air simulator that simulates all stages of a flight from takeoff to landing, taking into account the maneuvering of the aircraft and additional disturbances in the form of turbulence.

Коэффициенты фильтра 6 оптимизируют в блоке 8 оптимизации следующим образом. Для каждого полета формируется девять обучающих последовательностей.The coefficients of the filter 6 are optimized in the optimization block 8 as follows. For each flight, nine training sequences are formed.

Варианты знаков смещений нулей гироскопов представлены в таблице 1, где с₀ - абсолютная величина смещения. Величина с₀ задается с учетом класса точности располагаемых гироскопов.Variants of the signs of the displacements of the zeros of the gyroscopes are presented in table 1, where c ₀ is the absolute value of the displacement. The value with ₀ is set taking into account the accuracy class of the positioned gyroscopes.

Всего в алгоритме курсовертикали присутствует шесть коэффициентов, подлежащих настройке: q₁, q₂, q₃ - диагональные элементы ковариационной матрицы возмущений Q, и a=d₁,

,

- коэффициенты нелинейной функции d=d(n^*), определяющей диагональные элементы ковариационной матрицы ошибок наблюдения R.In total, there are six coefficients to be tuned in the vertical line algorithm: q ₁ , q ₂ , q ₃ are the diagonal elements of the covariance matrix of perturbations Q, and a = d ₁ ,

,

are the coefficients of the nonlinear function d = d (n ^* ), which determines the diagonal elements of the covariance matrix of observation errors R.

Критерием качества J₁ назначают взвешенную среднеквадратическую ошибку ориентации по крену и тангажу, усредненную по времени и по множеству всех девяти обучающих последовательностей.The quality criterion J ₁ is the weighted mean square error of roll and pitch orientation, averaged over time and over the set of all nine training sequences.

Здесь

- среднеквадратическая ошибка оценивания тангажа:

- среднеквадратическая ошибка оценивания крена: α_ϑ=0.5 и α_γ=0.5 - весовые коэффициенты; J={a,b,k,q₁,q₂,q₃} - множество из шести искомых коэффициентов алгоритма (7).Here

- standard error of pitch estimation:

- the standard error of the roll estimation: α _оцени = 0.5 and α _γ = 0.5 - weight coefficients; J = { a , b, k, q ₁ , q ₂ , q ₃ } is the set of six desired coefficients of algorithm (7).

Идентификацию турбулентности, в смысле выявления ее наличия, выполняют по величине среднеквадратичного отклонения n^* на скользящем интервале небольшой длины порядка 1-2 секунд. При превышении некоторого заданного порога σ(n^*)≥Δn принимают решение о наличии турбулентности.The identification of turbulence, in the sense of revealing its presence, is carried out by the standard deviation n ^* on a moving interval of small length of the order of 1-2 seconds. If a certain threshold is exceeded, σ (n ^* ) ≥Δn decide on the presence of turbulence.

Оптимизацию коэффициентов алгоритма курсовертикали осуществляют в три этапа:The optimization of the coefficients of the vertical line algorithm is carried out in three stages:

1. Численная минимизация критерия качества minJ₁ и определение коэффициентов {a ₁,b₁,k₁,q₁₁,q₂₁,q₃₁} для полетов в спокойной атмосфере, σ(n^*)<Δn.1. Numerical minimization of the quality criterion minJ ₁ and determination of the coefficients { a ₁ , b ₁ , k ₁ , q ₁₁ , q ₂₁ , q ₃₁ } for flights in a calm atmosphere, σ (n ^* ) <Δn.

2. Численная минимизация критерия качества minJ₁ и определение коэффициентов {a ₂,b₂,k₂,q_l2,q₂₂,q₃₂} для полетов в условиях турбулентности, σ(n^*)≥Δn.2. Numerical minimization of the quality criterion minJ ₁ and determination of the coefficients { a ₂ , b ₂ , k ₂ , q _l2 , q ₂₂ , q ₃₂ } for flights under turbulence, σ (n ^* ) ≥Δn.

3. Определение процедуры вычисления дисперсий d,q₁,q₂,q₃, удовлетворяющей 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 σ(n^*), n^*.3. Definition of the procedure for calculating the dispersions d, q ₁ , q ₂ , q ₃ , satisfying with sufficient accuracy flights in a calm atmosphere, and in turbulence. This procedure is most simply implemented using linear interpolation of the filter coefficients according to the results of steps 1, 2 and the current values of σ (n ^* ), n ^* .

Для исследования использовались данные полетов легкого самолета на авиасимуляторе. Как видно из результатов исследования (фиг. 2 и фиг. 3) в режиме маневрирования, ошибки определения углов крена и тангажа у предложенного устройства существенно уменьшились.For the study, we used data from flights of a light aircraft on an airplane simulator. As can be seen from the results of the study (Fig. 2 and Fig. 3) in the maneuvering mode, the errors in determining the roll and pitch angles of the proposed device significantly decreased.

Техническим результатом использования изобретения является повышение точности и обеспечение непрерывной коррекции углов тангажа и крена в условиях маневрирования в полете. Изобретение позволяет применить датчики ДУС и ДЛУ средней и низкой точности, в том числе микромеханического типа, так как из-за непрерывной коррекции ошибки не накапливаются. Устройство не требует начальной выставки и обладает свойством самовыставки в течение нескольких секунд.The technical result of using the invention is to increase accuracy and provide continuous correction of pitch and roll angles under conditions of maneuvering in flight. The invention allows the use of sensors DUS and DLU medium and low accuracy, including micromechanical type, as due to the continuous correction of errors do not accumulate. The device does not require an initial exhibition and has the property of self-exhibition within a few seconds.

Заявляемое устройство является реализуемым и может быть использовано на всех типах ЛА. В качестве датчиков угловых скоростей могут быть использованы микромеханические гироскопические датчики, при этом фильтр Калмана, блок формирования матрицы погрешностей системы и блок формирования функций измерений могут быть реализованы на стандартных элементах вычислительной техники.The inventive device is feasible and can be used on all types of aircraft. As angular velocity sensors, micromechanical gyroscopic sensors can be used, with the Kalman filter, the unit for generating the matrix of system errors and the unit for generating measurement functions can be implemented on standard elements of computer technology.

Claims

An adaptive strapdown inertial course-line containing a three-component block of angular velocity sensors, a three-component block of linear acceleration sensors, a course corrector, a computational block, a block for generating a matrix of guide cosines, a Kalman filter and a block for generating measurement functions, the outputs of a three-component block of angular velocity sensors and a three-component block of linear sensors accelerations are connected respectively to the first and second inputs of the computing unit, Kalman filter and form unit of measuring functions, the output of the course corrector is connected to the third input of the computing unit, the output of the block forming the matrix of guide cosines is connected to the fourth input of the computing unit, the output of the unit for generating measurement functions is connected to the third input of the Kalman filter, and its third input is connected to the first output of the Kalman filter, characterized in that an optimization unit, a quaternion formation unit, a system error matrix generation unit, an air signal system and diff a reducing device, while the input of the optimization unit is connected to the first output of the computing unit, and the first and second outputs are connected respectively to the third input of the unit for generating the system error matrix and to the fourth input of the unit for generating measurement functions, the first, second inputs of the unit for forming quaternions are connected respectively to the second the Kalman filter output and the output of the three-component block of angular velocity sensors, the third input is connected to the second output of the computing unit, and the output is connected to the input of the block forming the matrix of guide cosines, the first and second inputs of the block forming the matrix of errors of the system are connected respectively to the outputs of the three-component block of angular velocity sensors and the three-component block of linear acceleration sensors, and the output is connected to the fourth input of the Kalman filter, the first and second outputs of the air signal system are connected respectively, to the fifth input of the unit for forming measurement functions and to the input of the differentiating device, the output of the differentiating device is connected chen the sixth entry measurement functions forming unit, the third, fourth and fifth outputs of the computing unit are the outputs of the adaptive strapdown inertial rate signals for AHRS, pitch and roll.