RU2654965C1 - Комбинированная бесплатформенная астроинерциальная навигационная система - Google Patents

Комбинированная бесплатформенная астроинерциальная навигационная система Download PDF

Info

Publication number
RU2654965C1
RU2654965C1 RU2017122619A RU2017122619A RU2654965C1 RU 2654965 C1 RU2654965 C1 RU 2654965C1 RU 2017122619 A RU2017122619 A RU 2017122619A RU 2017122619 A RU2017122619 A RU 2017122619A RU 2654965 C1 RU2654965 C1 RU 2654965C1
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
source
output
errors
determining
stage
Prior art date
Application number
RU2017122619A
Other languages
English (en)
Inventor
Сергей Михайлович Бабурин
Валентина Вилениновна Силина
Татьяна Евгеньевна Сивохина
Сергей Анатольевич Черенков
Елена Владимировна Николаева
Original Assignee
Публичное акционерное общество "Московский институт электромеханики и автоматики" (ПАО "МИЭА")
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 Публичное акционерное общество "Московский институт электромеханики и автоматики" (ПАО "МИЭА") filed Critical Публичное акционерное общество "Московский институт электромеханики и автоматики" (ПАО "МИЭА")
Priority to RU2017122619A priority Critical patent/RU2654965C1/ru
Application granted granted Critical
Publication of RU2654965C1 publication Critical patent/RU2654965C1/ru

Links

Images

Classifications

    • GPHYSICS
    • G01MEASURING; TESTING
    • G01CMEASURING DISTANCES, LEVELS OR BEARINGS; SURVEYING; NAVIGATION; GYROSCOPIC INSTRUMENTS; PHOTOGRAMMETRY OR VIDEOGRAMMETRY
    • G01C21/00Navigation; Navigational instruments not provided for in groups G01C1/00 - G01C19/00
    • G01C21/02Navigation; Navigational instruments not provided for in groups G01C1/00 - G01C19/00 by astronomical means

Landscapes

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

Abstract

Изобретение относится к области корректируемых инерциальных навигационных систем и может быть использовано при разработке комплексированных навигационных систем, в которых основная навигационная информация, поставляемая бесплатформенными инерциальными навигационными системами (БИНС), корректируется по позиционной и скоростной информации, поставляемой спутниковой навигационной системой (СНС), и угловой информацией, поставляемой астросистемой. Астроинерциальная навигационная система содержит систему определения корректирующих поправок бесплатформенной инерциальной навигационной системы и источники внешней информации, сигналы с которых используются в качестве входной информации для определения корректирующих поправок. В качестве первого источника внешней информации применен источник астроинформации, включающий телеблок, установленный в рамках карданова подвеса, обеспечивающего выставку телеблока на заданные углы по азимуту и высоте, блок следящих систем отработки углов наведения визирной оси телеблока, бортовую ЦВМ, по целеуказаниям которой следящие системы отрабатывают эти углы, а также блок вычисления угловых поправок. В качестве второго источника внешней информации применен источник скоростной и позиционной информации, а система определения корректирующих поправок бесплатформенной инерциальной навигационной системы выполнена трехступенчатой и включает последовательно подключенные блок определения позиционной ошибки, скоростной ошибки и ошибки построения вертикали, входами связанный с бортовой ЦВМ и источником скоростной и позиционной информации, блок определения вертикальной проекции вектора кинематических ошибок системы, а также блок определения инструментальных ошибок системы. Техническим результатом изобретения является повышение точности определения ошибок БИНС, а также надежности ее работы, путем использования позиционной и скоростной информации, поставляемой СНС, а также астроинформации, поставляемой средствами астросистемы. 16 ил.

Description

Изобретение относится к области корректируемых инерциальных навигационных систем и может быть использовано при разработке комплексированных навигационных систем, в которых основная навигационная информация, поставляемая бесплатформенными инерциальными навигационными системами (БИНС), корректируется по позиционной и скоростной информации, поставляемой спутниковой навигационной системой (СНС), и угловой информацией, поставляемой астросистемой.
Далее при описании предлагаемой системы в тексте используются следующие обозначения:
- векторы и матрицы обозначаются жирным шрифтом;
- надстрочный индекс " ' " обозначает операцию дифференцирования;
- надстрочный индекс "
Figure 00000001
" обозначает операцию транспонирования;
- надстрочный индекс
Figure 00000002
обозначает операцию обращения матрицы;
- надстрочный индекс "
Figure 00000003
", стоящий после матрицы, обозначает кососимметрическую матрицу.
При описании системы используются следующие ортогональные системы координат (трехгранники):
- трехгранник Oh1h2h3, лежащий в плоскости Гринвичского меридиана, ось Oh3 направлена на северный полюс;
- идеальный (сопровождающий) трехгранник Mx1x2x3 с началом в точке М, связанной с объектом, ось x3 совпадает с местной вертикалью;
- модельный трехгранник My1y2y3, реализуемый бортовой ЦВМ;
- приборный трехгранник Mz1z2z3, связанный со строительными осями системы (блока чувствительных элементов).
Взаимная ориентация трехгранников Mx1x2x3 и My1y2y3 определяется вектором α малых углов поворота.
Взаимная ориентация трехгранников Mz1z2z3 и My1y2y3 задается матрицей ориентации А.
Figure 00000004
где: ϑ, γ, Ψ - углы крена, тангажа и гироскопического курса соответственно.
Ориентация трехгранника My1y2y3 относительно трехгранника Oh1h2h3 задается матрицей направляющих косинусов В:
Figure 00000005
где: ϕ, λ, ε - географические координаты и курсовой угол.
Стандартная блок-схема, по которой строится коррекция навигационной системы по внешней информации, представлена на Фиг. 1, где:
G - импульсная переходная функция объекта регулирования;
Н - матрица связи вектора корректируемых параметров системы x и вектора измерения z;
K - коэффициент усиления сигнала.
На один вход разностной блок-схемы подается сигнал Hx, а на другой - измерение z. Полученная разность (невязка) z-Hx подается на вход блока обратной связи с коэффициентом усиления К, выход которого подключен к входу блока G. Математическая запись системы, представленной на Фиг. 1, имеет вид:
Figure 00000006
Примером системы, использующей такую схему коррекции инерциальной системы по внешней скоростной информации, поставляемой доплеровским измерителем скорости и угла сноса (ДИСС), является известная астроинерциальная навигационная система, реализованная в серийных астроинерциальных системах Л-14МА [1] и Л41 [2], входящих в состав навигационных комплексов ВП-021 и Н-202.
Известная астроинерциальная навигационная система состоит из телеблока, установленного в рамках двухосного карданова подвеса, обеспечивающего выставку телеблока на заданные углы А (азимут) и В (высота), снабженного датчиками его углов, двигателями отработки углов его выставки, и установленного либо на гироплатформе, либо в рамках внешнего карданова подвеса - повторителя горизонта (в зависимости от конструкции системы), бортовой ЦВМ, блока следящих систем отработки углов наведения визирной оси телеблока по целеуказаниям бортовой ЦВМ, содержащего первую и вторую разностные схемы, блоков коррекции, блока определения разностей ΔА, ΔВ между расчетными и фактическими значениями этих углов, блока пересчета разностей ΔА, ΔВ в вектор β кинематических ошибок системы, источника внешней скоростной информации в виде ДИСС, блока вычисления ошибок определения угловой скорости Δω и ошибок построения вертикали α, а также третьей разностной схемы, в которой вычисляется вектор γ позиционной ошибки системы.
Известная система работает следующим образом.
В бортовой ЦВМ из записанного каталога звезд выбирается пара звезд, доступных визированию в заданный момент времени для заданной точки местоположения объекта, и последовательно проводится их визирование с определением разностей между расчетными и фактическими значениями углов их визирования, которые затем пересчитываются в вектор β кинематических ошибок системы. Поскольку вектор β представляет алгебраическую сумму вектора α ошибок построения вертикали и вектора γ позиционной ошибки, то в существующей системе для более точного определения вектора γ привлекается дополнительная скоростная информация от ДИСС, по которой определяется вектор α ошибок построения вертикали, а также искомый вектор γ позиционной ошибки системы.
Связь между угловыми поправками, получаемыми при визировании звезд, и кинематическими ошибками инерциальной навигационной системы определяется линейным соотношением:
Figure 00000007
или в скалярной форме:
Figure 00000008
где:
z - вектор угловых поправок (вектор измерения);
Figure 00000009
- вектор кинематических ошибок системы;
Н - матрица связи, структура которой определяется схемой подвеса телеблока и кинематикой отработки его углов наведения; h1, h2, h3 - элементы матрицы Н.
Для однозначного определения трех компонент вектора β требуется как минимум три невырожденных уравнения (4). Поскольку при визировании одной звезды получаем два измерения (две угловые поправки), для решения уравнения (4)требуется проведение измерений как минимум двух звезд.
В обеих системах при построении фильтра ставилась задача оценки ошибок построения вертикали, скоростных ошибок и линейной комбинации кинематических ошибок системы, инструментальных ошибок (некомпенсированные дрейфы и ошибки акселерометров), и ошибок измерения, вызванных ошибками взаимной привязки осей корректируемой системы и антенн ДИСС. Базовой при построении фильтра скоростной коррекции (импульсная переходная функция G) была принята динамическая группа уравнений ошибок системы (6)-(11), приведенная ниже.
Асимптотически устойчивый фильтр шестого порядка, реализованный в системе Л-14МА, обеспечивал готовность оценок ошибок построения вертикали и скоростной ошибки за время, превосходящее 30 минут, а фильтр того же порядка, реализованный в системе Л41 с использованием метода калмановской фильтрации (метод корня), обеспечивал готовность оценок ошибок построения вертикали и скоростной ошибки за 12 минут времени. Однако, ошибки внешней скоростной информации, вызванные ошибками взаимной привязки осей корректируемой системы и антенн ДИСС, приводят к дополнительным ошибкам корректируемых параметров инерциальной системы.
Задачей предлагаемого изобретения является разработка комлексированной астроинерциальной навигационной системы, в которой повышается точность определения ошибок БИНС, а также надежность ее работы.
Поставленная задача решается астроинерциальной навигационной системой, содержащей систему определения корректирующих поправок бесплатформенной инерциальной навигационной системы и источники внешней информации, сигналы с которых используются в качестве входной информации для определения корректирующих поправок, причем, в качестве первого источника внешней информации применен источник астроинформации, включающий телеблок, установленный в рамках карданова подвеса, обеспечивающего выставку телеблока на заданные углы по азимуту и высоте, блок следящих систем отработки углов наведения визирной оси телеблока, бортовую ЦВМ, по целеуказаниям которой следящие системы отрабатывают эти углы, а также блок вычисления угловых поправок, причем, в качестве второго источника внешней информации применен источник скоростной и позиционной информации, а система определения корректирующих поправок бесплатформенной инерциальной навигационной системы выполнена трехступенчатой и включает последовательно подключенные блок определения позиционной ошибки, скоростной ошибки и ошибки построения вертикали, обеспечивающий на выходе первой ступени формирование горизонтальных проекций вектора кинематических ошибок системы, как результат визирования гипотетической звезды, находящейся в зените, входами связанный с бортовой ЦВМ и источником скоростной и позиционной информации, блок определения вертикальной проекции вектора кинематических ошибок системы, обеспечивающий на выходе второй ступени формирование вектора кинематических ошибок системы, и подключенный вторым входом к блоку вычисления угловых поправок, а также блок определения инструментальных ошибок системы, обеспечивающий на выходе третьей ступени формирование вектора нескомпенсированных дрейфов системы на оси приборного трехгранника.
Таким образом, предложенная система отличается от известной тем, что источник внешней скоростной информации (ДИСС) заменен на источник скоростной и позиционной информации (спутниковая система навигации - СНС), и соответственно, блок определения скоростной ошибки и ошибки построения вертикали инерциальной системы заменен на блок определения позиционной и скоростной ошибок и ошибки построения вертикали. Эти два блока составляют первую ступень, выходом которой являются оценки β1, β2 вектора β кинематических ошибок системы. Блок определения вектора β кинематических ошибок системы заменен на блок определения вертикальной проекции (компоненты β3) вектора β кинематических ошибок системы, который составляет вторую ступень, и введен блок определения инструментальных ошибок системы (вектора v нескомпенсированных дрейфов системы в проекциях на оси приборного трехгранника) - третья ступень.
При создании системы учитывается то обстоятельство, что в совокупности определяемых ошибок системы такие ошибки как ошибка α построения вертикали и ошибки γ определения местоположения являются двухкомпонентными векторами, определяемыми в проекциях на оси сопровождающего трехгранника (местного горизонта), а кинематические ошибки β и инструментальные ошибки системы ν, ε (некомпенсированные дрейфы и ошибки акселерометров) являются трехкомпонентными векторами, при этом инструментальные ошибки ν, ε, которые рассматриваются как систематические ошибки, определены в проекциях на оси приборного трехгранника, ориентированного в БИНС относительно сопровождающего трехгранника, как было сказано выше, произвольным образом. Взаимная ориентация этих трехгранников определяется матрицей ориентации (1).
Учет этих особенностей позволил создать трехступенчатую систему, на первой ступени которой, представляющей двухканальную систему, определяются такие ошибки системы, как ошибка определения координат γ, скоростная ошибка Δω, ошибка построения вертикали α. Полученные оценки ошибок БИНС используются как новый вектор измерения, поступающий на вход алгоритма второй ступени, решающей задачу определения вектора β кинематических ошибок, на третьей ступени, представляющей собой трехканальную систему, определяются такие инструментальные ошибки как нескомпенсированные дрейфы системы ν.
Предложенная астроинерциальная навигационная система, представлена на Фиг. 2 в виде структурной блок-схемы, и состоит из телеблока 1, установленного в рамках карданова подвеса, снабженного датчиками его углов по азимуту 2 и высоте 3, двигателями отработки углов его выставки по азимуту 4 и высоте 5, бортовой ЦВМ 6, блока 7 следящих систем отработки углов наведения визирной оси телеблока, содержащего первую 8 и вторую 9 разностные схемы, первого 10 и второго 11 блоков коррекции, а также блока 12 вычисления угловых поправок. Бортовая ЦВМ 6 выходами подключена к блоку 7, второй вход первой разностной схемы 8 подключен к выходу датчика 3, второй вход второй разностной схемы 9 подключен к выходу датчика 2, а выходы подключены к входам первого 10 и второго 11 блоков коррекции. Выход первого блока коррекции 10 подключен к входу двигателя 4, выход второго блока коррекции 11 подключен к входу двигателя 5, а блок 12 первым входом подключен к выходу двигателя 4, вторым входом подключен к выходу двигателя 5, а третьим входом - к третьему выходу бортовой ЦВМ 6. Блок 12 выходом подключен к входу блока 13 определения вертикальной проекции вектора кинематических ошибок системы, выход которого подключен к входу блока 14 определения инструментальных ошибок системы, а вход подключен к входу блока 15 определения позиционной ошибки, скоростной ошибки и ошибки построения вертикали, подключенного первым входом к источнику скоростной и позиционной информации 16 (СНС), а вторым входом - к четвертому выходу бортовой ЦВМ 6.
Предложенная система работает следующим образом.
В качестве базовых при построении алгоритма оценки ошибок БИНС используются уравнения, описывающие поведение динамических и кинематических ошибок в проекциях на оси сопровождающего трехгранника классической платформенной системы [1], [2], в которых учтены особенности построения БИНС.
Figure 00000010
Figure 00000011
Figure 00000012
Figure 00000013
Figure 00000014
Figure 00000015
где:
Δω1, Δω2 - скоростные ошибки системы;
α1, α2 - ошибки построения вертикали;
β - вектор кинематических ошибок системы;
δε1, δε2, δω - проекции векторов инструментальных ошибок ε, ν (ошибок акселерометров, некомпенсированных дрейфов системы соответственно) на оси сопровождающего трехгранника, определяемые как:
Figure 00000016
Figure 00000017
где:
ε, ν - систематические составляющие векторов инструментальных ошибок системы (ошибок акселерометров, некомпенсированных дрейфов системы соответственно), определенные в проекциях на оси приборного трехгранника, как:
Figure 00000018
Figure 00000019
А - матрица ориентации, определяемая по (1);
ω - кососимметрическая матрица, соответствующая вектору абсолютных угловых скоростей вращения сопровождающего трехгранника:
Figure 00000020
Figure 00000021
где:
b13, b23 - элементы матрицы направляющих косинусов В, определяемые по (2);
V1, V2 - линейные скорости движения объекта;
R - радиус Земли;
u = 15 град/час - скорость вращения Земли.
Прежде чем приступать к описанию работы системы определения ошибок корректируемой инерциальной системы по внешней позиционной и скоростной информации (первая ступень), проведем стандартную процедуру выделения наблюдаемого подпространства.
Задача построения наблюдаемого подпространства и определения меры наблюдаемости достаточно подробно и исчерпывающе изложена в [5].
Необходимым и достаточным условием наблюдаемости линейной динамической системы (6)-(9) является максимальный ранг матрицы наблюдаемости, равный размерности системы:
Figure 00000022
где:
A=E+Gdt;
Е - единичная матрица;
dt - шаг интегрирования.
В основе процедуры построения наблюдаемого подпространства лежит преобразование:
Figure 00000023
где:
Т - невырожденная матрица, структура которой может быть представлена в виде:
Figure 00000024
приводящее систему к каноническому виду, в котором импульсная переходная функция будет иметь вид:
Figure 00000025
с матрицей связи вектора измерения z с вектором x оцениваемых параметров системы:
Figure 00000026
или блочный вид:
Figure 00000027
где:
& - элементы матрицы, отличные от нуля;
* - элементы матрицы, которые могут отличаться от нуля.
Процедура заключается в определении элементов xi вектора x наблюдаемых параметров. Обозначим:
Figure 00000028
Figure 00000029
Figure 00000030
Figure 00000031
где Δω1, Δω2, γ1, γ2 определяются как:
Figure 00000032
Figure 00000033
Figure 00000034
Figure 00000035
ϕснс, λснс - географические широта и долгота, поставляемые СНС;
ϕ, λ - географические широта и долгота, поставляемые инерциальной системой;
γ1, γ2, Δϕ, Δλ - элементы вектора измерения z, формируемого по внешней позиционной и скоростной информации, т.е. наблюдаемыми величинами.
Подставляя х1, х2, х5, х6 в (6)-(8) получаем:
Figure 00000036
Figure 00000037
Figure 00000038
Figure 00000039
Figure 00000040
Figure 00000041
Figure 00000042
Figure 00000043
где:
Figure 00000044
Figure 00000045
Figure 00000046
Figure 00000047
Здесь при дифференцировании х2, х3, x6, х7 сделаны допущения о равенстве нулю производных членов
Figure 00000048
Figure 00000049
Figure 00000050
Figure 00000051
поскольку эти производные представляют величины второго порядка малости.
В результате проделанных преобразований получили автономную систему, в новых переменных xi,i = 1,2,…,8
Figure 00000052
переходная матрица которой имеет форму жордановой матрицы:
Figure 00000053
вида (19) с матрицей связи:
Figure 00000054
т.е. наблюдаемую систему.
Сделанные выше допущения о малости переменных
Figure 00000048
Figure 00000049
Figure 00000050
Figure 00000055
позволили построить относительно простую наблюдаемую систему четвертого порядка по каждому каналу.
Построенная система в новых (наблюдаемых) переменных xi представляет первую (двухканальную) ступень системы определения корректирующих поправок.
Структурно блок-схема первой ступени, относящейся к блоку 15 (Фиг. 2), и входящей в состав представленной на Фиг. 3 трехступенчатой системы определения корректирующих поправок, состоит из третьей 44, четвертой 45, пятой 46 и шестой 47 разностных схем, первыми входами подключенных к выходу СНС 16 и вторыми к выходу бортовой ЦВМ 6, и восьми цепей (по четыре в каждом канале). Третья 44 и пятая 46 разностные схемы связаны своими выходами с первой цепью из последовательно соединенных первого усилителя 36, первого сумматора 17, первого интегратора 23 и седьмой разностной схемы 48, со второй цепью из последовательно соединенных второго усилителя 37, второго сумматора 18 и второго интегратора 24, с третьей цепью из последовательно соединенных третьего усилителя 38, третьего сумматора 19 и третьего интегратора 25, а также с четвертой цепью из последовательно соединенных четвертого усилителя 39 и четвертого интегратора 26. Четвертая 45 и шестая 47 разностные схемы связаны своими выходами с пятой цепью из последовательно соединенных пятого усилителя 40, четвертого сумматора 20 и пятого интегратора 27, с шестой цепью из последовательно соединенных шестого усилителя 41, пятого сумматора 21 и шестого интегратора 28, с седьмой цепью из последовательно соединенных седьмого усилителя 42, шестого сумматора 22 и седьмого интегратора 29, а также с восьмой цепью из последовательно соединенных восьмого усилителя 43 и восьмого интегратора 30. Первый сумматор 17 вторым входом подключен к выходу второго интегратора 24, а третьим входом через одиннадцатый усилитель 33 с коэффициентом усиления ω3 к выходу пятого интегратора 27. Второй сумматор 18 вторым входом подключен через десятый усилитель 32 к одному из выходов третьего интегратора 25, а третьим входом через двенадцатый усилитель 34 к выходу шестого интегратора 28. Третий сумматор 19 вторым входом подключен к выходу четвертого интегратора 26, а третьим входом к выходу второго интегратора 24. Четвертый сумматор 20 вторым входом подключен к одному из выходов шестого интегратора 28, а третьим входом через девятый усилитель 31 с коэффициентом усиления -ω3 к выходу первого интегратора 23. Пятый сумматор 21 вторым входом подключен через четырнадцатый усилитель 50 с коэффициентом усиления -2u к выходу второго интегратора 24, а третьим входом через тринадцатый усилитель 35 к выходу седьмого интегратора 29. Шестой сумматор 22 вторым входом подключен к выходу восьмого интегратора 30, а третьим входом к одному из выходов шестого интегратора 28, оставшийся выход которого подключен к третьему входу четвертой разностной схемы 47. Первый интегратор 23 подключен своими выходами к третьему входу третьей разностной схемы 44 и первому входу седьмой разностной схемы 48, подключенной вторым входом к одному из выходов второго интегратора 24, который оставшимися выходами подключен к третьему входу пятой разностной схемы 46 и второму входу девятого усилителя 31, к третьему входу которого подключен одним из выходов четвертый интегратор 26, а третьим входом подключенной к одному из выходов третьего интегратора 25. Пятый интегратор 27 одним из выходов подключен к третьему входу четвертой разностной схемы 45, к четвертому входу которой подключен один из выходов восьмого интегратора 30, а последним выходом к первому входу восьмой разностной схемы 49, подключенной вторым входом к одному из выходов седьмого интегратора 29.
Первая ступень работает следующим образом.
На входы третьей и четвертой разностных схем 44 и 45 из СНС 16 и бортовой ЦВМ 6 выдается информация о местоположении объекта, в результате чего формируются разности γ1, γ2, являющиеся измерениями первого и второго каналов. Одновременно, на входы этих разностных схем выдаются выходные сигналы первого 23 и пятого 27 интеграторов, в результате чего на их выходах формируются невязки, которые выдаются с выхода третьей разностной схемы 44 на входы усилителей 36, 37, 38, 39 первого канала и с выхода четвертой разностной схемы 45 на входы усилителей 40, 41, 42, 43 второго канала, в результате чего на выходе этих усилителей формируется сигнал обратной связи K(z-Hx). Выбор коэффициентов усиления в цепи обратной связи может производиться любым из известных способов, и не входит в рассмотрение данной заявки. В частности, для определения коэффициентов усиления может применяться асимптотически-устойчивый способ, по которому выбранные коэффициенты усиления обеспечивают равные корни рассматриваемой системы, обеспечивающие ее сходимость с заданным коэффициентом затухания 0<λ<1; при определении коэффициентов усиления может быть использован критерий Гаусса:
Figure 00000056
где:
Z - вектор измерений;
Н - матрица связи вектора измерений с вектором % оцениваемых параметров;
D - матрица весовых коэффициентов;
т - операция транспонирования,
и построенный на базе этого критерия Гаусса фильтр Калмана; определенную привлекательность представляет критерий оптимальности, предложенный в свое время Чебышевым, минимизирующий кусочно-линейную форму:
Figure 00000057
где: m - число измерений.
Привлекательность использования критерия (46) заключается в том, что в отличии от критерия (45) определяется не доверительный, а гарантированный интервал за рамки которого не выходит ошибка оценки, полученной в данной конкретной реализации - метод, получивший название метода гарантированной оценки.
Слагаемые, поступающие на входы сумматоров 17, 18, 19 и 20, 21, 22 представляют суммы правых частей уравнений (30)-(38), интегрируя которые интеграторами 23-26 для перового канала и интеграторами 27-30 для второго канала, получаем оценки xi,i = 1-8 ошибок системы в соответствии с (30)-(37).
Выходом этой ступени являются оценки β1, β2 горизонтальных каналов системы, определяемые по (9) по x1, х3, x4, х7, полученные на выходе первой ступени, а также переменные х3, х7, являющиеся (как это следует из (38), (39)) оценками ошибок построения вертикали. Эти переменные используются в качестве исходных параметров второй ступени для получения оценок корректируемой БИНС.
На графиках Фиг. 4-13 представлены результаты работы первой ступени. На графиках Фиг. 4 представлены невязки Z1-γ1, Z2-γ2, полученные при работе первой ступени. Асимптотическая сходимость этих переменных к нулю свидетельствует об устойчивости и наблюдаемости полученной системы. На графиках Фиг. 5 представлены оцениваемые параметры β1, β2 и разницы между этими параметрами и их оценками, определяющими точность оцениваемых параметров. На графиках Фиг. 6 представлены оцениваемые параметры α1, α2 и разницы между этими параметрами и их оценками. На графиках Фиг. 7-9 представлены измерения, параметры и разницы между этими параметрами и их оценками, аналогичные параметрам, представленным на графиках Фиг. 4-6, при ошибке β3 = 10 угл. мин. На графиках Фиг. 10, 11 представлены параметры и разницы между этими параметрами и их оценками, аналогичные параметрам, представленным на графиках Фиг. 4-6 при инструментальных ошибках системы δω1 = 0.1 угл. мин/мин. и δω2 = 0.2 угл. мин/мин. На Фиг. 12,13 представлены параметры и разницы между этими параметрами и их оценками, аналогичные параметрам, представленным на графиках Фиг. 4-6, при центрированной позиционной случайной ошибке, равномерно распределенной в диапазоне ±0.5 угл. мин., и при нулевых инструментальных и курсовой ошибках системы. Графики Фиг. 7-13 показывают влияние таких ошибок системы, как курсовая ошибка, нескомпенсированные дрейфы по горизонтальным осям и случайная ошибка измерения позиции, на точность определяемых выходных параметров системы при сделанных выше допущениях.
Прежде всего, отметим, что поскольку выходными параметрами рассмотренной выше первой ступени являются элементы β1, β2 вектора β кинематических ошибок системы, то результат работы первой ступени можно рассматривать как результат визирования гипотетической звезды, находящейся в зените. Тогда, принимая это во внимание для определения всех трех компонент вектора β достаточно визирование одной звезды, что существенно облегчит получение необходимых для коррекции системы астропоправок. При этом матрица связи Н будет иметь вид:
Figure 00000058
где азимутальный угол А в первых двух строках матрицы Н может быть определен как:
Figure 00000059
Процедура определения третьей компоненты β3 может быть еще более упрощена, если формировать вектор измерения, получаемый при визировании второй (реальной) звезды как алгебраическую сумму угловой поправки, получаемой в результате визирования второй звезды и оценок β1, β2 вектора β, получаемых на выходе первой ступени. Так, из четвертой строки (49) получаем:
Figure 00000060
откуда, сформировав вектор измерения:
Figure 00000061
где β12 - выходные параметры первой ступени, получаем:
Figure 00000062
где:
Figure 00000063
В результате проделанных выкладок построим вторую ступень в виде линейного уравнения (50) первого порядка, выходом которого является оценка третьей компоненты β3 вектора β кинематических ошибок системы.
Структурно блок-схема второй ступени, относящейся к блоку 13 (Фиг. 2) и входящей в состав представленной на Фиг. 3 трехступенчатой системы определения корректирующих поправок, включает подключенный к выходу седьмой разностной схемы 48 пятнадцатый усилитель 51 с коэффициентом усиления 1/CosB2, шестнадцатый усилитель 52 с коэффициентом усиления 1/CosB2, подключенный к выходу восьмой разностной схемы 49, семнадцатый усилитель 53 с коэффициентом усиления TgB2CosA2, подключенный к выходу блока 12 вычисления угловых поправок ΔА, ΔВ, а также седьмой сумматор 54, к которому подключены своими выходами усилители 51, 52 и 53. Во второй ступени определяется третья компонента β3 вектора β кинематических ошибок системы в соответствии с (51), (52). Входными параметрами второй ступени являются получаемые в результате визирования звезды угловые поправки ΔА, ΔВ, вычисляемые в блоке 12, а также элементы β1, β2 вектора кинематических ошибок системы, получаемые на выходе первой ступени - разностных схем 48 и 49.
На графиках Фиг. 14 представлены кинематическая ошибка системы β3 и разность между этой ошибкой и ее оценкой, полученной по (51), (52) при наличии азимутального дрейфа ν3 = 0.1 град/час и при нулевых ошибках измерения, характеризующая точность получаемой по этому способу оценки. Большая ошибка получаемой оценки на первых 500 секундах вызвана переходным процессом при получении оценок β1, β2 на первой ступени. В установившемся состоянии ошибка оценки не превышает 0.8 угл. мин. На графиках Фиг. 15 представлены аналогичные результаты при наличии центрированной случайной позиционной ошибки измерения, распределенной по равномерному закону в диапазоне 0.1 угл. мин.
На выходе третьей ступени (блок 14) системы определения корректирующих поправок определяется вектор v некомпенсированных дрейфов системы.
Прежде чем приступать к построению третьей ступени, отметим, что перепроектирование векторов из системы координат, связанной с сопровождающим трехгранником, в систему координат, связанную с приборным трехгранником, и обратно осуществляется перемножением исходного вектора на матрицу ориентации А, либо на Ат, представляющую ортонормированную матрицу направляющих косинусов.
Figure 00000064
Дифференциируя (55), (56) с учетом уравнения Пуассона:
Figure 00000065
получаем:
Figure 00000066
Уравнение (56)получено транспонированием уравнения (55) Пуассона с учетом свойства кососимметрических матриц
Figure 00000067
Figure 00000068
Прежде чем строить наблюдаемое подпространство второй ступени докажем одно утверждение.
Лемма 1
Для кососимметрической матрицы
Figure 00000069
Figure 00000070
справедливо:
Figure 00000071
где:
Figure 00000072
(59), (60) доказывается непосредственно перемножением матриц:
Figure 00000073
Figure 00000074
Figure 00000075
Непосредственно из Леммы1 следует Теорема1:
Т е о р е м а 1
Для систем вида (48) с f(t)=Const имеет место тождество:
Figure 00000076
Утверждение доказывается непосредственным дифференцированием x(t). С учетом уравнения Пуассона:
Figure 00000077
Обозначив как и выше Ω1²+Ω2²+Ω3³=S², получим (63).
Т е о р е м а 2
Для алгебраических соотношений вида:
Figure 00000078
где: А – ортонормированная матрица, образуемая разворотом исходной системы координат (трехгранника) на три угла Эйлера (примером такой матрицы является матрица (1), справедливо:
Figure 00000079
Доказательство.
Дифференцируя (66), (67), из уравнений Пуассона получаем:
Figure 00000080
откуда, проведя два шага дифференцирования, получаем (69), (70), где вектор
Figure 00000081
представляет проекции вектора инструментальных ошибок системы v на оси сопровождающего трехгранника
Figure 00000082
Обозначим вектор
Figure 00000083
через y. Тогда:
Figure 00000084
и в соответствии с Теоремой 1, последовательно дифференцируя y, получаем:
Figure 00000085
Применим полученные результаты (Теорема 1) для построения наблюдаемого подпространства второй ступени.
Будем решать задачу определения векторов β и ν в проекциях на оси сопровождающего трехгранника, где в качестве базовых берутся кинематические уравнения (8) ошибок системы, записанные в проекциях на оси сопровождающего трехгранника.
Для построения наблюдаемого подпространства второй ступени введем переменные:
Figure 00000086
В новых переменных (8) запишется:
Figure 00000087
Figure 00000088
Тогда система (8) в новых переменных (76)-(80) с измерением z запишется
Figure 00000089
где:
x1=β (83)
x2=Aν (84)
Структура (84) совпадает с (75). Тогда, последовательно дифференцируя и вводя новые переменные, в соответствии с Теоремой 1 получаем:
Figure 00000090
где:
Figure 00000091
ω1, ω2, ω3 - скорости вращения матрицы ориентации А (скорости изменения углов курса, крена и тангажа).
Тогда уравнение кинематических ошибок системы в матричном виде запишется, как:
Figure 00000092
где переходная матрица имеет блочный вид (каждый блок имеет размер 3×3):
Figure 00000093
где:
Е - единичная матрица размера 3×3;
dT - шаг интегрирования;
σ2 - определяется по (90).
Структурно блок-схема третьей ступени, относящейся к блоку 14 (Фиг. 2), и входящей в состав представленной на Фиг. 3 трехступенчатой системы определения корректирующих поправок, состоит из девятой 55, десятой 56 и одиннадцатой 57 разностных схем, входы которых подключены к выходу седьмого сумматора 54 второй ступени. Другие их входы подключены к выходам девятого 91, десятого 92 и одиннадцатого 93 интеграторов соответственно. Выходы седьмой разностной схемы 55 связаны с входами семнадцатого 58, двадцатого 61, двадцать пятого 66, двадцать восьмого 69, тридцать первого 72 и тридцать четвертого 75 усилителей. Выходы восьмой разностной схемы 56 связаны с входами восемнадцатого 59, двадцать первого 62, двадцать четвертого 65, двадцать седьмого 68, тридцатого 71 и тридцать третьего 74 усилителей. Выходы одиннадцатой разностной схемы 57 связаны с входами девятнадцатого 60, двадцать второго 63, двадцать третьего 64, двадцать шестого 67, двадцать девятого 70 и тридцать второго 73 усилителей. Выход семнадцатого усилителя 58 подключен к последовательно соединенным восьмому сумматору 76 и девятому интегратору 91. Оставшиеся входы восьмого сумматора 76 подключены к выходу двенадцатого интегратора 94, через тридцать пятый усилитель 111 к выходу десятого интегратора 93 и через тридцать девятый усилитель 108 к выходу десятого интегратора 92 соответственно. Выход двенадцатого усилителя 59 подключен к входу девятого сумматора 77, остальные входы которого подключены к выходу тринадцатого интегратора 95, через сороковой усилитель 110 к выходу девятого интегратора 91, а также через сорок третий усилитель 113 к выходу одиннадцатого интегратора 93 соответственно, а выход подключен к десятому интегратору 92. Выход двадцатого усилителя 60 подключен к последовательно соединенным десятому сумматору 78 и одиннадцатому интегратору 93, остальные входы десятого сумматора 78 подключены к выходу четырнадцатого интегратора 96, через тридцать девятый усилитель 109 к выходу девятого интегратора 91, а также через сорок второй усилитель 112 к выходу десятого интегратора 92 соответственно. Выход двадцать первого усилителя 61 подключен к последовательно соединенным одиннадцатому сумматору 79, двенадцатому интегратору 94, четырнадцатому сумматору 82, пятнадцатому интегратору 97, семнадцатому сумматору 85, восемнадцатому интегратору 100, двадцатому сумматору 88, вторым входом связанному с выходом тридцать третьего усилителя 73, а также двадцать первому интегратору 103. При этом оставшиеся входы одиннадцатого сумматора 79 подключены к выходу пятнадцатого интегратора 97, через двадцать четвертый усилитель 64 к выходу одиннадцатой разностной схемы 57, а также через тридцать шестой усилитель 106 к выходу двадцать первого интегратора 103 соответственно. Выход двадцать второго усилителя 62 подключен к последовательно соединенным двенадцатому сумматору 80, тринадцатому интегратору 95, пятнадцатому сумматору 83, вторым входом связанному с сорок вторым усилителем 112, шестнадцатому интегратору 98, восемнадцатому сумматору 86, девятнадцатому интегратору 101, двадцать первому сумматору 89, вторым входом связанному с тридцать четвертым усилителем 74, а также двадцать второму интегратору 104. При этом оставшиеся входы двенадцатого сумматора 80 подключены к выходам шестнадцатого интегратора 98, двадцать пятого усилителя 65, а также через тридцать седьмой усилитель 107 к выходу двадцать второго интегратора 104 соответственно. Выход двадцать третьего усилителя 63 подключен к последовательно соединенным тринадцатому сумматору 81, четырнадцатому интегратору 96, шестнадцатому сумматору 84, семнадцатому интегратору 99, девятнадцатому сумматору 87, двадцатому интегратору 102, двадцать второму сумматору 90, вторым входом связанному с тридцать пятым усилителем 75, а также двадцать третьему интегратору 105. При этом оставшиеся выходы тринадцатого сумматора 81 подключены к выходам двадцать шестого усилителя 66, семнадцатого интегратора 99, а также через сорок четвертый усилитель 114 к выходу двадцать третьего интегратора 105 соответственно. Третья ступень работает следующим образом.
На входы девятой 55, десятой 56 и одиннадцатой 57 разностных схем третьей ступени через седьмой сумматор 54 второй ступени поступают сигналы седьмой 48 и восьмой 49 разностных схем первой ступени, являющиеся элементами вектора измерения z, а другие входы связаны с выходами девятого 37, десятого 38 и одиннадцатого 39 интеграторов соответственно, которые являются оценками элементов этого вектора. Полученные невязки усиливаются усилителями 58-64, в результате формируется цепь обратной связи в системе оценки параметров. Сформированные сигналы обратной связи поступают на входы сумматоров 76-81, на другие входы которых поступают сигналы, равные слагаемым в правых частях уравнений (78)-(89), которые интегрируются интеграторами 91-96. В результате на выходах этих интеграторов получаем переменные х1, х2. Полученный на выходе интеграторов 94, 95, 96 вектор х2 интегрируется интеграторами 97-105 в соответствии с уравнениями (85)-(88). Таким образом, представленная на Фиг. З блок-схема третьей ступени является моделью системы уравнений (30)-(42).
На графиках Фиг. 16 показаны оценки дрейфов ν1 = 0.1 град/час, ν2 = 0.2 град/час, ν3 = 0.3 град/час, полученные на выходе третьей ступени при наличии случайной центрированной ошибки измерения равномерно распределенной в диапазоне 0.01 угл. мин.
В результате проделанных операций создана относительно простая схема использования позиционной и скоростной информации, поставляемой СНС и астроинформации, представляющая трехступенчатую схему обработки информации, на первой ступени которой используется позиционная и скоростная информация для определения таких ошибок БИНС как скоростная и позиционная ошибки и ошибки построения вертикали. По совокупности позиционных ошибок и ошибок построения вертикали определяются горизонтальные проекции β1, β2 вектора β кинематических ошибок системы, что позволило на второй ступени, в которой для коррекции системы используется астроинформация, использовать только одну звезду в качестве астроориентира, что существенно облегчило условие проведения астрорежима, а также повысило точность системы за счет улучшения частотных харатеристик способа обработки информации (за счет исключения времени, затрачиваемого на переброс визирной оси телеблока с линии визирования одной звезды на линю визирования другой при визировании двух звезд). И, наконец, на третьей ступени по информации, получаемой с выходов первых двух ступеней определяются такие инструментальные ошибки системы, как нескомпенсированные дрейфы.
Литература
1. Н.А. Парусников, В.И. Каленова, О.И. Парусникова, А.Г. Шакотько.
Задача наблюдаемости при коррекции инерциальных навигационных систем. Научные труды №33. МГУ. 1974 г.
2. Н.А. Парусников, В.И. Каленова, О.И. Парусникова, А.Г. Шакотько.
Об алгоритмах скоростной и позиционной коррекции в инерциальной навигации. Научные труды №33. МГУ. 1974 г.
3. Рабочая программа системы Л41. Пояснительная записка. 6В.41200-01 81 ЛУ. 1986 г.
4. Рабочая программа системы Л14МА серии 2. Пояснительная записка. 6В.45400-02 81 01 ЛУ. 1987 г.
5. Н.А. Парусников, В.М. Морозов, В.И. Борзов. Теория навигационных систем. МГУ. 1980 г.
6. Математическое и программное обеспечение бортовой реализации и алгоритмического контроля фильтра Калмана. Научно-технический отчет. МГУ. 1991 г.

Claims (1)

  1. Астроинерциальная навигационная система, содержащая систему определения корректирующих поправок бесплатформенной инерциальной навигационной системы и источники внешней информации, сигналы с которых используются в качестве входной информации для определения корректирующих поправок, причем в качестве первого источника внешней информации применен источник астроинформации, включающий телеблок, установленный в рамках карданова подвеса, обеспечивающего выставку телеблока на заданные углы по азимуту и высоте, блок следящих систем отработки углов наведения визирной оси телеблока, бортовую ЦВМ, по целеуказаниям которой следящие системы отрабатывают эти углы, а также блок вычисления угловых поправок, отличающаяся тем, что в качестве второго источника внешней информации применен источник скоростной и позиционной информации, а система определения корректирующих поправок бесплатформенной инерциальной навигационной системы выполнена трехступенчатой и включает последовательно подключенные блок определения позиционной ошибки, скоростной ошибки и ошибки построения вертикали, обеспечивающий на выходе первой ступени формирование горизонтальных проекций вектора кинематических ошибок системы как результат визирования гипотетической звезды, находящейся в зените, входами связанный с бортовой ЦВМ и источником скоростной и позиционной информации, блок определения вертикальной проекции вектора кинематических ошибок системы, обеспечивающий на выходе второй ступени формирование вектора кинематических ошибок системы, и подключенный вторым входом к блоку вычисления угловых поправок, а также блок определения инструментальных ошибок системы, обеспечивающий на выходе третьей ступени формирование вектора нескомпенсированных дрейфов системы на оси приборного трехгранника.
RU2017122619A 2017-06-27 2017-06-27 Комбинированная бесплатформенная астроинерциальная навигационная система RU2654965C1 (ru)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2017122619A RU2654965C1 (ru) 2017-06-27 2017-06-27 Комбинированная бесплатформенная астроинерциальная навигационная система

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2017122619A RU2654965C1 (ru) 2017-06-27 2017-06-27 Комбинированная бесплатформенная астроинерциальная навигационная система

Publications (1)

Publication Number Publication Date
RU2654965C1 true RU2654965C1 (ru) 2018-05-23

Family

ID=62202643

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2017122619A RU2654965C1 (ru) 2017-06-27 2017-06-27 Комбинированная бесплатформенная астроинерциальная навигационная система

Country Status (1)

Country Link
RU (1) RU2654965C1 (ru)

Cited By (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU188888U1 (ru) * 2019-02-04 2019-04-29 Общество с ограниченной ответственностью "Микропроект" Система наведения межспутниковой линии связи
CN114966115A (zh) * 2022-05-31 2022-08-30 北京航空航天大学 一种基于弹载惯性/星光组合导航的加速度标定方法
CN115544852A (zh) * 2022-11-28 2022-12-30 中国汽车技术研究中心有限公司 基于运动轨迹的数字人体模型评估方法

Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US20030135327A1 (en) * 2002-01-11 2003-07-17 Seymour Levine Low cost inertial navigator
RU141801U1 (ru) * 2013-12-13 2014-06-10 Общество с ограниченной ответственностью "Научно-производственный комплекс "Электрооптика" (ООО "НПК "Электрооптика") Астроинерциальная навигационная система
RU2566380C1 (ru) * 2014-07-16 2015-10-27 Открытое акционерное общество "Московский институт электромеханики и автоматики" (ОАО "МИЭА") Система астровизирования
RU2592715C1 (ru) * 2015-03-26 2016-07-27 Российская Федерация, от имени которой выступает Министерство промышленности и торговли Астронавигационная система

Patent Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US20030135327A1 (en) * 2002-01-11 2003-07-17 Seymour Levine Low cost inertial navigator
RU141801U1 (ru) * 2013-12-13 2014-06-10 Общество с ограниченной ответственностью "Научно-производственный комплекс "Электрооптика" (ООО "НПК "Электрооптика") Астроинерциальная навигационная система
RU2566380C1 (ru) * 2014-07-16 2015-10-27 Открытое акционерное общество "Московский институт электромеханики и автоматики" (ОАО "МИЭА") Система астровизирования
RU2592715C1 (ru) * 2015-03-26 2016-07-27 Российская Федерация, от имени которой выступает Министерство промышленности и торговли Астронавигационная система

Cited By (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU188888U1 (ru) * 2019-02-04 2019-04-29 Общество с ограниченной ответственностью "Микропроект" Система наведения межспутниковой линии связи
CN114966115A (zh) * 2022-05-31 2022-08-30 北京航空航天大学 一种基于弹载惯性/星光组合导航的加速度标定方法
CN114966115B (zh) * 2022-05-31 2023-09-26 北京航空航天大学 一种基于弹载惯性/星光组合导航的加速度标定方法
CN115544852A (zh) * 2022-11-28 2022-12-30 中国汽车技术研究中心有限公司 基于运动轨迹的数字人体模型评估方法

Similar Documents

Publication Publication Date Title
CN110487301B (zh) 一种雷达辅助机载捷联惯性导航系统初始对准方法
Bryne et al. Nonlinear observers for integrated INS\/GNSS navigation: implementation aspects
US20070075893A1 (en) System for estimating the speed of an aircraft, and an application thereof to detecting obstacles
CN110779518B (zh) 一种具有全局收敛性的水下航行器单信标定位方法
CN103994763A (zh) 一种火星车的sins/cns深组合导航系统及其实现方法
RU2654965C1 (ru) Комбинированная бесплатформенная астроинерциальная навигационная система
CN110779519B (zh) 一种具有全局收敛性的水下航行器单信标定位方法
Gebre-Egziabher et al. MAV attitude determination by vector matching
CN112146655A (zh) 一种BeiDou/SINS紧组合导航系统弹性模型设计方法
Kissai et al. UAV Dead Reckoning with and without using INS/GPS Integrated System in GPS denied Polar Regions
Yoo et al. Improvement of TERCOM aided inertial navigation system by velocity correction
RU2539140C1 (ru) Интегрированная бесплатформенная система навигации средней точности для беспилотного летательного аппарата
CN110849360A (zh) 面向多机协同编队飞行的分布式相对导航方法
RU2654964C1 (ru) Способ определения корректирующих поправок в бесплатформенной инерциальной навигационной системе
Kwon et al. Gravity requirements for compensation of ultra-precise inertial navigation
Zorina et al. Enhancement of INS/GNSS integration capabilities for aviation-related applications
CN108416387B (zh) 基于gps与气压计融合数据的高度滤波方法
CN204255368U (zh) 一种适用于火星车的sins/cns深组合导航系统
Lu et al. In-motion initial alignment and positioning with INS/CNS/ODO integrated navigation system for lunar rovers
RU2502049C1 (ru) Малогабаритная бесплатформенная инерциальная навигационная система средней точности, корректируемая от системы воздушных сигналов
Bayat et al. An augmented strapdown inertial navigation system using jerk and jounce of motion for a flying robot
Binder Construction of a geographically oriented horizon trihedron in gyroscopic orientation systems intended to aid navigation dead reckoning part 1. Gyroscopic orientation with a correctable pendulum. Implementation in a free gyroscope
CN113324539A (zh) 一种sins/srs/cns多源融合自主组合导航方法
CN111473786A (zh) 一种基于局部反馈的两层分布式多传感器组合导航滤波方法
RU2428659C2 (ru) Способ спутниковой коррекции гироскопических навигационных систем морских объектов