RU2737886C1 - Method for compensation of instrumental errors of strapdown inertial navigation systems and device for its implementation - Google Patents

Method for compensation of instrumental errors of strapdown inertial navigation systems and device for its implementation Download PDF

Info

Publication number
RU2737886C1
RU2737886C1 RU2020120895A RU2020120895A RU2737886C1 RU 2737886 C1 RU2737886 C1 RU 2737886C1 RU 2020120895 A RU2020120895 A RU 2020120895A RU 2020120895 A RU2020120895 A RU 2020120895A RU 2737886 C1 RU2737886 C1 RU 2737886C1
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
unit
gyroscopes
parameters
inertial measuring
determining
Prior art date
Application number
RU2020120895A
Other languages
Russian (ru)
Inventor
Геннадий Иванович Линец
Константин Мингалеевич Сагдеев
Игорь Петрович Шепеть
Сергей Владимирович Мельников
Александр Михайлович Исаев
Original Assignee
федеральное государственное автономное образовательное учреждение высшего образования "Северо-Кавказский федеральный университет"
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 федеральное государственное автономное образовательное учреждение высшего образования "Северо-Кавказский федеральный университет" filed Critical федеральное государственное автономное образовательное учреждение высшего образования "Северо-Кавказский федеральный университет"
Priority to RU2020120895A priority Critical patent/RU2737886C1/en
Application granted granted Critical
Publication of RU2737886C1 publication Critical patent/RU2737886C1/en

Links

Images

Classifications

    • G—PHYSICS
    • G01—MEASURING; TESTING
    • G01C—MEASURING DISTANCES, LEVELS OR BEARINGS; SURVEYING; NAVIGATION; GYROSCOPIC INSTRUMENTS; PHOTOGRAMMETRY OR VIDEOGRAMMETRY
    • G01C21/00—Navigation; Navigational instruments not provided for in groups G01C1/00 - G01C19/00
    • G01C21/10—Navigation; Navigational instruments not provided for in groups G01C1/00 - G01C19/00 by using measurements of speed or acceleration

Abstract

FIELD: measurement.
SUBSTANCE: invention relates to navigation measurements and can be used for determining coordinates of mobile object, for example, aircraft (AC). Substance of invention consists in specification of control law of inertial measuring unit depending on statistical characteristics of errors of installation of sensitivity axes of gyroscopes. Platformless INS tool error compensation device comprises an inertial measuring unit, which includes a laser gyroscope unit and an accelerometer unit, rotation mechanism, an inertial measuring unit electronics unit, a digital microprocessor, a navigation information interface unit, a navigation information bus, control unit of rotation mechanism, unit for determination of parameters of accelerometers, unit for determination of parameters of gyroscopes, unit for determination of parameters of skew of axes of sensitivity of gyroscopes.
EFFECT: high accuracy of determining flight and navigation parameters of flight of an aircraft.
2 cl, 1 dwg

Description

Изобретение относится к области навигационных измерений и может быть использовано для определения координат местоположения подвижного объекта, например, летательного аппарата (ЛА).The invention relates to the field of navigation measurements and can be used to determine the coordinates of the location of a moving object, for example, an aircraft (AC).

Известен способ компенсации погрешностей гироскопов и акселерометров в автономном режиме функционирования, заключающийся во вращении инерциального измерительного блока с целью уменьшения влияния инструментальных погрешностей лазерных гироскопов [1].A known method of compensating for errors of gyroscopes and accelerometers in an autonomous mode of operation, which consists in the rotation of the inertial measuring unit in order to reduce the influence of instrumental errors of laser gyroscopes [1].

Известно устройство, реализующее данный способ, включающее блок лазерных гироскопов, блок акселерометров, механизм вращения, блок электроники инерциального измерительного блока и интерфейсов, цифровой микропроцессор, блок сопряжения с навигационной информацией, блок вычисления скоростей, блок управления и отображения информации, аналого-цифровой и цифро-аналоговый преобразователи [1].A device is known that implements this method, including a unit of laser gyroscopes, a unit of accelerometers, a rotation mechanism, an electronics unit of an inertial measuring unit and interfaces, a digital microprocessor, a unit for interfacing with navigation information, a unit for calculating speeds, a control unit and information display, analog-digital and digital -analog converters [1].

Недостатком известных способа и устройства является отсутствие возможности осуществлять учет статистических характеристик погрешностей установки осей гироскопов при определении параметров закона вращения инерциального измерительного блока, что приводит к снижению потенциальной точности бесплатформенной инерциальной навигационной системы (БИНС).The disadvantage of the known method and device is the inability to take into account the statistical characteristics of errors in the installation of the axes of gyroscopes when determining the parameters of the law of rotation of the inertial measuring unit, which leads to a decrease in the potential accuracy of the strapdown inertial navigation system (SINS).

Наиболее близкими к изобретению являются способ автономной компенсации инструментальных погрешностей бесплатформенных инерциальных навигационных систем, заключающийся во вращении инерциального измерительного блока, состоящего из блока акселерометров и блока гироскопов и закрепленного на механизме вращения, коррекции параметров закона управления инерциальным измерительным блоком на основании функциональной зависимости между оптимальными параметрами закона управления и данными об изменении, в процессе эксплуатации, инструментальных погрешностей лазерных гироскопов, уточнении закона управления инерциальным измерительным блоком с учетом статистических характеристик погрешностей акселерометров. А также устройство для компенсации инструментальных погрешностей бесплатформенных инерциальных навигационных систем, реализующее данный способ, включающее инерциальный измерительный блок, в состав которого входят блок лазерных гироскопов и блок акселерометров, механизм вращения, блок электроники инерциального измерительного блока и интерфейсы, цифровой микропроцессор, блок сопряжения с навигационной информацией, блок вычисления скоростей, блок управления и отображения информации, аналого-цифровой преобразователь и цифроаналоговый преобразователь, шину навигационной информации, блок-задатчик погрешностей акселерометров, блок определения закона управления, блок коррекции, в состав которого входят, счетчик времени, блок определения погрешностей лазерных гироскопов, блок выдачи сигнала коррекции, блок выдачи параметров закона управления [2].The closest to the invention is a method of autonomous compensation of instrumental errors of strapdown inertial navigation systems, which consists in the rotation of an inertial measuring unit, consisting of a block of accelerometers and a block of gyroscopes and fixed on the rotation mechanism, correction of the parameters of the control law of an inertial measuring unit based on the functional relationship between the optimal parameters of the law control and data on the change, during operation, of instrumental errors of laser gyroscopes, clarification of the control law of the inertial measuring unit, taking into account the statistical characteristics of the errors of accelerometers. And also a device for compensating for instrumental errors of strapdown inertial navigation systems, which implements this method, including an inertial measuring unit, which includes a unit of laser gyroscopes and a unit of accelerometers, a rotation mechanism, an electronic unit of an inertial measuring unit and interfaces, a digital microprocessor, a unit for interface with a navigation unit. information, a speed calculation unit, a control and information display unit, an analog-to-digital converter and a digital-to-analog converter, a navigation information bus, an accelerometer error setting unit, a control law determination unit, a correction unit, which includes a time counter, a laser error determination unit gyroscopes, block for outputting correction signal, block for outputting control law parameters [2].

Недостатком данных способа и устройства является снижение точности определения пилотажно-навигационных параметров летательного аппарата с течением времени из-за погрешностей установки осей чувствительности гироскопов и отсутствия возможности осуществлять учет статистических характеристик погрешностей установки осей гироскопов при определении параметров закона вращения инерциального измерительного блока.The disadvantage of this method and device is a decrease in the accuracy of determining the flight and navigation parameters of the aircraft over time due to errors in the installation of the gyro sensitivity axes and the inability to take into account the statistical characteristics of errors in the installation of gyroscopes axes when determining the parameters of the law of rotation of the inertial measuring unit.

Техническим результатом изобретения является повышение точности определения пилотажных и навигационных параметров полета летательного аппарата за счет изменения параметров закона управления инерциального измерительного блока (ИИБ) в зависимости от статистических характеристик погрешностей установки осей чувствительности гироскопов. The technical result of the invention is to improve the accuracy of determining the flight and navigation parameters of the flight of the aircraft by changing the parameters of the control law of the inertial measuring unit (ISU), depending on the statistical characteristics of errors in setting the gyroscopes' sensitivity axes.

Технический результат предлагаемого способа достигается тем, что в способе автономной компенсации инструментальных погрешностей бесплатформенных инерциальных навигационных систем, заключающемся во вращении инерциального измерительного блока, состоящего из блока акселерометров и блока гироскопов и закрепленного на механизме вращения, получении информации об угловой скорости и ускорении летательного аппарата в блоках лазерных гироскопах и акселерометров, передаче данных об угловой скорости и ускорении летательного аппарата в цифровой микропроцессор, в котором вычисляются углы ориентации летательного аппарата и его координаты, уточнении закона управления инерциальным измерительным блоком с учетом статистических характеристик погрешностей гироскопов и акселерометров, с целью учета погрешностей установки осей чувствительности гироскопов на основе данных о параметрах установки гироскопов и конструкции инерциального измерительного блока, поступающих из блока электроники в блок определения параметров перекоса осей чувствительности гироскопов дополнительно формируют значения флуктуационной составляющей перекоса оси чувствительности гироскопа и времени корреляции соответствующего случайного процесса, которые передаются в блок управления механизмом вращения, где на основании дисперсии флуктуационной составляющей ошибки акселерометров и времени корреляции случайного процесса ошибки акселерометров, дисперсии флуктуационной составляющей дрейфа гироскопов и времени корреляции случайного процесса дрейфа гироскопов, дисперсии постоянной составляющей ошибки масштабных коэффициента гироскопов, дисперсии флуктуационной составляющей перекоса осей гироскопов и времени корреляции случайного процесса перекоса осей гироскопов вычисляется оптимальная угловая скорость вращения инерциального измерительного блока.The technical result of the proposed method is achieved by the fact that in the method of autonomous compensation of instrumental errors of strapdown inertial navigation systems, which consists in the rotation of an inertial measuring unit, consisting of a block of accelerometers and a block of gyroscopes and fixed on the rotation mechanism, obtaining information about the angular velocity and acceleration of the aircraft in blocks laser gyroscopes and accelerometers, transmission of data on the angular velocity and acceleration of the aircraft to a digital microprocessor, in which the angles of orientation of the aircraft and its coordinates are calculated, refinement of the control law of the inertial measuring unit, taking into account the statistical characteristics of the errors of gyroscopes and accelerometers, in order to take into account the errors in the installation of the axes sensitivity of gyroscopes based on data on the parameters of the installation of gyroscopes and the design of the inertial measuring unit, coming from the electronics unit to the unit for determining pairs The skew of the gyro sensitivity axes additionally form the values of the fluctuation component of the gyroscope sensitivity axis skew and the correlation time of the corresponding random process, which are transmitted to the rotation mechanism control unit, where, based on the variance of the fluctuation component of the accelerometer error and the correlation time of the random process of the accelerometer error, the variance of the fluctuation component of the gyro drift and the correlation time of the random process of the gyroscopes drift, the variance of the constant component of the error of the scale factor of the gyroscopes, the variance of the fluctuation component of the misalignment of the gyroscopes 'axes and the correlation time of the random process of the misalignment of the gyroscopes' axes, the optimal angular velocity of rotation of the inertial measuring unit is calculated.

Технический результат предлагаемого устройства достигается тем, что в устройство для осуществления способа автономной компенсации инструментальных погрешностей бесплатформенных инерциальных навигационных систем, включающее инерциальный измерительный блок, в состав которого входят блок лазерных гироскопов и блок акселерометров, механизм вращения, блок электроники инерциального измерительного блока, цифровой микропроцессор, блок сопряжения с навигационной информацией, шину навигационной информации, блок определения параметров акселерометров, блок определения параметров гироскопов, при этом инерциальный измерительный блок закреплен на механизме вращения, выход блока акселерометров и выход блока лазерных гироскопов соединены с входами блока электроники инерциального измерительного блока, выход которого через цифровой микропроцессор и блок сопряжения с навигационной информацией соединен с шиной навигационной информации с целью учета статистических характеристик погрешностей установки осей чувствительности гироскопов введен блок управления механизмом вращения, блок определения параметров акселерометров, блок определения параметров гироскопов, блок определения параметров перекоса осей гироскопов, при этом выход блока электроники инерциального измерительного блока соединен с входами блока управления механизмом вращения непосредственно и через блок определения параметров акселерометров, блок определения параметров гироскопов, блок определения параметров перекоса осей чувствительности гироскопов, выход блока управления механизмом вращения соединен с входом механизма вращения.The technical result of the proposed device is achieved by the fact that the device for implementing the method of autonomous compensation of instrumental errors of strapdown inertial navigation systems, including an inertial measuring unit, which includes a unit of laser gyroscopes and a unit of accelerometers, a rotation mechanism, an electronics unit of an inertial measuring unit, a digital microprocessor, an interface unit with navigation information, a navigation information bus, a unit for determining the parameters of accelerometers, a unit for determining the parameters of gyroscopes, while the inertial measuring unit is fixed on the rotation mechanism, the output of the accelerometer unit and the output of the unit of laser gyroscopes are connected to the inputs of the electronics unit of the inertial measuring unit, the output of which is through a digital microprocessor and an interface unit with navigation information are connected to the navigation information bus in order to take into account the statistical characteristics of the errors in the installation of the h axes For the sensitivity of gyroscopes, a control unit for the rotation mechanism, a unit for determining the parameters of accelerometers, a unit for determining the parameters of gyroscopes, a unit for determining the parameters of the misalignment of the axes of gyroscopes are introduced, while the output of the electronics unit of the inertial measuring unit is connected to the inputs of the control unit for the rotation mechanism directly and through the unit for determining the parameters of accelerometers, a unit for determining parameters of gyroscopes, a unit for determining the parameters of the skew of the gyro sensitivity axes, the output of the control unit for the rotation mechanism is connected to the input of the rotation mechanism.

Существенными отличительными признаками от прототипа по способу является следующее действие:The essential distinguishing features from the prototype according to the method are the following action:

осуществляется учет статистических характеристик погрешностей установки осей чувствительности гироскопов при определении параметров закона вращения инерциального измерительного блока,taking into account the statistical characteristics of errors in setting the axes of sensitivity of gyros when determining the parameters of the law of rotation of the inertial measuring unit,

по устройству - блок управления механизмом вращения, блок определения параметров акселерометров, блок определения параметров гироскопов, блок определения параметров перекоса осей чувствительности гироскопов,by device - a control unit for the rotation mechanism, a unit for determining the parameters of accelerometers, a unit for determining the parameters of gyroscopes, a unit for determining the parameters of the skew of the gyro sensitivity axes,

новые связи между известными и новыми признаками.new connections between known and new features.

Применение всех новых признаков позволяет повысить точность определения пилотажно-навигационных параметров БИНС за счет учета статистических характеристик погрешностей установки осей чувствительности гироскопов при определении параметров закона вращения инерциального измерительного блока.The use of all new features makes it possible to increase the accuracy of determining the flight and navigation parameters of the SINS by taking into account the statistical characteristics of errors in setting the gyro sensitivity axes when determining the parameters of the law of rotation of the inertial measuring unit.

Сущность способа компенсации инструментальных погрешностей бесплатформенных инерциальных навигационных систем заключается в следующем.The essence of the method for compensating the instrumental errors of strapdown inertial navigation systems is as follows.

Матричное дифференциальное уравнение, характеризующее динамику изменения ошибок БИНС с течением времени автономной работы, представим в следующем виде [3]:The matrix differential equation characterizing the dynamics of changes in SINS errors over time of autonomous operation can be presented in the following form [3]:

Figure 00000001
Figure 00000001

где: Р - ковариационная матрица ошибок БИНС с автокомпенсацией погрешностей;where: Р - covariance matrix of SINS errors with auto-compensation of errors;

F - матрица состояния ошибок БИНС с автокомпенсацией;F - matrix of SINS errors with autocompensation;

G - матрица возмущений;G - perturbation matrix;

Q - матрица интенсивности белого шума.Q - white noise intensity matrix.

Структура матрицы состояния ошибок F такова, что даже при стационарных входных возмущающих воздействиях выходные ошибки БИНС не стационарны.The structure of the error state matrix F is such that, even with stationary input disturbances, the output errors of the SINS are not stationary.

Флуктуационные составляющие погрешностей лазерных гироскопов

Figure 00000002
представляют собой стационарные случайные процессы с нулевым математическим ожиданием и корреляционной функцией:Fluctuation components of the errors of laser gyroscopes
Figure 00000002
are stationary random processes with zero mathematical expectation and correlation function:

Figure 00000003
Figure 00000003

где

Figure 00000004
- дисперсия флуктуационной составляющей дрейфа гироскопов;Where
Figure 00000004
- dispersion of the fluctuation component of the gyro drift;

Figure 00000005
- время корреляции случайного процесса.
Figure 00000005
 - correlation time of a random process.

Флуктуационная составляющая дрейфов гироскопов вызывается различными причинами:The fluctuation component of gyro drifts is caused by various reasons:

- изменение длины пути лучей из-за расширения, сжатия и изгиба материала, из которого сделан гироблок;- a change in the length of the path of the rays due to the expansion, compression and bending of the material from which the gyro block is made;

- неточность регулирования силы тока, необходимой для поддержания лазерной генерации;- inaccuracy in the regulation of the current strength required to maintain laser generation;

- неточность регулирования амплитуды вибрационной подставки;- inaccuracy of regulation of the vibration stand amplitude;

- градиент температур вдоль активной среды лазерного гироскопа.- the temperature gradient along the active medium of the laser gyroscope.

Постоянная составляющая погрешности масштабного коэффициента лазерного гироскопа

Figure 00000006
представляет собой случайную величину, распределенную по нормальному закону с нулевым математическим ожиданием и дисперсией
Figure 00000007
.Constant component of the scale factor error of the laser gyroscope
Figure 00000006
is a random variable distributed according to the normal law with zero mathematical expectation and variance
Figure 00000007
...

На величину и стабильность масштабного коэффициента гироскопов влияет множество факторов, но при этом можно выделить основные, например, на ошибку масштабного коэффициента лазерного гироскопа преобладающее воздействие оказывают частотная зависимость показателя преломления газовой среды и затягивание частоты генерации к центру атомной линии.The magnitude and stability of the scale factor of gyroscopes is influenced by many factors, but the main ones can be distinguished, for example, the frequency dependence of the refractive index of the gas medium and the pulling of the generation frequency to the center of the atomic line have a predominant effect on the error of the scale factor of a laser gyroscope.

Флуктуационная составляющая ошибки акселерометра

Figure 00000008
представляет собой стационарный случайный процесс с корреляционной функцией вида:Fluctuation component of the accelerometer error
Figure 00000008
 is a stationary random process with a correlation function of the form:

Figure 00000009
Figure 00000009

где

Figure 00000010
- среднеквадратическое отклонение флуктуационной составляющей ошибки акселерометра;Where
Figure 00000010
is the standard deviation of the fluctuation component of the accelerometer error;

Figure 00000011
- дисперсия флуктуационной составляющей ошибки акселерометра;
Figure 00000011
- variance of the fluctuation component of the accelerometer error;

Figure 00000012
- время корреляции случайного процесса.
Figure 00000012
 - correlation time of a random process.

Для современных акселерометров характерны следующие параметры:The following parameters are characteristic of modern accelerometers:

Figure 00000013
,
Figure 00000012
= 10…100 с.
Figure 00000013
,
Figure 00000012
 = 10 ... 100 s.

При объединении гироскопов в блок чувствительных элементов большое значение приобретает стабильность взаимного расположения осей чувствительности гироскопов относительно друг друга и относительно осей акселерометров. Погрешности установки (перекосы) осей чувствительности гироскопов возникают из-за неточной калибровки системы, механических вибраций и температурных деформациях ИИБ. Данная погрешность имеет постоянную и флуктуационную составляющие:When combining gyroscopes into a block of sensitive elements, the stability of the mutual arrangement of the gyroscopes 'sensitivity axes relative to each other and relative to the accelerometers' axes becomes very important. Installation errors (skews) of the gyroscopes' sensitivity axes arise due to inaccurate calibration of the system, mechanical vibrations and temperature deformations of the ISU. This error has constant and fluctuation components:

Figure 00000014
.
Figure 00000014
 ...

Постоянная составляющая перекоса осей чувствительности гироскопов, объединенных в блок чувствительных элементов

Figure 00000015
, представляет собой случайную величину, распределенную по нормальному закону с нулевым математическим ожиданием и определенной дисперсией. Флуктуационная составляющая
Figure 00000016
перекоса осей чувствительности гироскопов - нормальный стационарный случайный процесс с корреляционной функцией вида:The constant component of the skew of the gyroscopes' sensitivity axes combined into a block of sensing elements
Figure 00000015
, is a random variable distributed according to the normal law with zero mathematical expectation and a certain variance. Fluctuation component
Figure 00000016
the skew of the gyro sensitivity axes is a normal stationary random process with a correlation function of the form:

Figure 00000017
.
Figure 00000017
 ...

где

Figure 00000018
- среднеквадратическое отклонение флуктуационной составляющей перекоса осей чувствительности гироскопов;Where
Figure 00000018
- standard deviation of the fluctuation component of the skew of the gyro sensitivity axes;

Figure 00000019
- время корреляции случайного процесса.
Figure 00000019
- correlation time of a random process.

Для современных БИНС

Figure 00000020
с. Постоянная составляющая перекоса осей чувствительности гироскопов для современных систем находится в диапазоне 3-10 угл. сек.For modern SINS
Figure 00000020
from. The constant component of the gyroscopes' sensitivity axis skew for modern systems is in the range of 3-10 ang. sec.

Решая уравнение (1) с учетом статистических характеристик погрешностей гироскопов, акселерометров и погрешностей установки осей чувствительности гироскопов получим соотношения для ошибок БИНС по широте и долготе [3]:Solving equation (1), taking into account the statistical characteristics of the errors of gyroscopes, accelerometers and errors of setting the gyro sensitivity axes, we obtain the relations for the SINS errors in latitude and longitude [3]:

Figure 00000021
Figure 00000021

Figure 00000022
Figure 00000022

где

Figure 00000023
- угловая скорость вращения Земли;Where
Figure 00000023
- the angular velocity of the Earth's rotation;

g - ускорение свободного падения;g is the acceleration of gravity;

R - радиус Земли;R is the radius of the Earth;

t - текущее время полета ЛА;t is the current flight time of the aircraft;

Figure 00000024
- угловая скорость вращения ИИБ;
Figure 00000024
- angular velocity of rotation of the ISU;

Figure 00000025
- ошибка определения широты;
Figure 00000025
- error in determining latitude;

Figure 00000026
- ошибка определения долготы.
Figure 00000026
- error in determining longitude.

Пользуясь соотношениями (4) и (5) можно найти угловую скорость вращения ИИБ

Figure 00000024
, которая обеспечивает минимум суммы дисперсий ошибок по координатам:Using relations (4) and (5), you can find the angular velocity of rotation of the ISU
Figure 00000024
, which provides a minimum of the sum of the variances of errors in coordinates:

Figure 00000027
Figure 00000027

Для этого необходимо решить уравнениеFor this it is necessary to solve the equation

Figure 00000028
Figure 00000028

Выполнив дифференцирование, находим, чтоPerforming differentiation, we find that

Figure 00000029
Figure 00000029

Соотношение (7) является необходимым условием минимума функции (6). Достаточным условием минимума функции является выполнение неравенства

Figure 00000030
наряду с выполнением равенства (8). Проверим выполнение этого условия:Relation (7) is a necessary condition for the minimum of function (6). A sufficient condition for the minimum of the function is the fulfillment of the inequality
Figure 00000030
along with the fulfillment of equality (8). Let's check the fulfillment of this condition:

Figure 00000031
.
Figure 00000031
...

Это выражение больше нуля при любом t больше 0. Следовательно, соотношение (8) позволяет вычислить угловую скорость вращения ИИБ, при которой обеспечивается минимум суммы дисперсий ошибок по координатам [3].This expression is greater than zero for any t greater than 0. Therefore, relation (8) allows calculating the angular velocity of rotation of the ISU, at which the minimum sum of the variances of errors along the coordinates is provided [3].

Соотношение (8) определяет функциональную зависимость между требуемой угловой скоростью вращения ИИБ и инструментальными погрешностями лазерных гироскопов, акселерометров и погрешностями установки осей чувствительности гироскопов.Relation (8) determines the functional relationship between the required angular velocity of rotation of the ISU and the instrumental errors of laser gyroscopes, accelerometers and errors in setting the gyroscopes' sensitivity axes.

Данная функциональная зависимость используется в блоке управления механизмом вращения для вычисления заданной угловой скорости вращения ИИБ.This functional dependence is used in the rotation mechanism control unit to calculate the specified angular velocity of the ISU rotation.

На фигуре 1 изображена блок-схема устройства для автономной компенсации инструментальных погрешностей бесплатформенных инерциальных навигационных систем.Figure 1 shows a block diagram of a device for autonomous compensation of instrumental errors of strapdown inertial navigation systems.

В состав устройства входят инерциальный измерительный блок 1, включающий блок лазерных гироскопов 2, блок акселерометров 3, выходы которых соединены с входами блока 5 электроники инерциального измерительного блока, выходы которого соединены с цифровым микропроцессором 6, блоком управления механизмом вращения 9, блоком определения параметров акселерометров 10, блоком определения параметров гироскопов 11, блоком определения параметров перекоса осей чувствительности гироскопов 12. Выход цифрового микропроцессора 6 через блок сопряжения с навигационной информацией соединен с шиной навигационной информации 8. Выходы блока определения параметров акселерометров 10, блока определения параметров гироскопов 11, блока определения параметров перекоса осей чувствительности гироскопов 12 соединены с входами блока управления механизмом вращения 9, выход которого соединен с входом механизма вращения 4.The device includes an inertial measuring unit 1, which includes a unit of laser gyroscopes 2, a unit of accelerometers 3, the outputs of which are connected to the inputs of the electronics unit 5 of an inertial measuring unit, the outputs of which are connected to a digital microprocessor 6, a control unit for the rotation mechanism 9, a unit for determining the parameters of accelerometers 10 , a unit for determining the parameters of gyroscopes 11, a unit for determining the parameters of the skew of the axes of sensitivity of gyroscopes 12. The output of the digital microprocessor 6 through the interface unit with navigation information is connected to the bus of navigation information 8. Outputs of the unit for determining the parameters of accelerometers 10, the unit for determining the parameters of gyroscopes 11, the unit for determining the parameters of the skew the axes of sensitivity of the gyroscopes 12 are connected to the inputs of the control unit for the rotation mechanism 9, the output of which is connected to the input of the rotation mechanism 4.

Инерциальный измерительный блок 1 состоит из блока лазерных гироскопов 2, блока акселерометров 3 и закреплен на механизме вращения 4.The inertial measuring unit 1 consists of a unit of laser gyroscopes 2, a unit of accelerometers 3 and is fixed on a rotation mechanism 4.

Блок электроники инерциального измерительного блока 5 представляет собой устройство, которое выдает сигнал текущей угловой скорости вращения инерциального измерительного блока в блок управления механизмом вращения 9, а также выполняет функцию связующего устройства между блоком лазерных гироскопов, блоком акселерометров и цифровым микропроцессором 6. Кроме того по сигналам с блока электроники инерциального измерительного блока 5 в блоке определения параметров акселерометров 10, блоке определения параметров гироскопов 11, блоке определения параметров перекоса осей чувствительности гироскопов 12 определяются параметры чувствительных элементов бесплатформенной инерциальной навигационной системы.The electronics unit of the inertial measuring unit 5 is a device that outputs a signal of the current angular velocity of rotation of the inertial measuring unit to the control unit of the rotation mechanism 9, and also performs the function of a linking device between the unit of laser gyroscopes, the unit of accelerometers and the digital microprocessor 6. In addition, by signals from the block of electronics of the inertial measuring unit 5 in the block for determining the parameters of accelerometers 10, the block for determining the parameters of gyroscopes 11, the block for determining the parameters of the skew of the axes of sensitivity of the gyroscopes 12, the parameters of the sensitive elements of the strapdown inertial navigation system are determined.

Блок сопряжения с навигационной информацией 7 предназначен для преобразования сигналов с выхода цифрового микропроцессора 6 в цифровой код шины навигационной информации 8.The interface unit with navigation information 7 is designed to convert signals from the output of the digital microprocessor 6 into a digital code of the navigation information bus 8.

Блок определения параметров акселерометров 10 на основании информации о параметрах акселерометров с блока электроники 5 инерциального измерительного блока выдает в блок управления механизмом вращения 9 значения дисперсии флуктуационной составляющей ошибки акселерометра

Figure 00000032
и времени корреляции случайного процесса
Figure 00000033
.The unit for determining the parameters of accelerometers 10, based on information about the parameters of the accelerometers from the electronics unit 5 of the inertial measuring unit, outputs the variance values of the fluctuation component of the accelerometer error to the control unit of the rotation mechanism 9
Figure 00000032
and the correlation time of a random process
Figure 00000033
...

Блок определения параметров гироскопов 11 на основании информации о параметрах гироскопов с блока электроники 5 инерциального измерительного блока выдает в блок управления механизмом вращения 9 значения дисперсии систематической составляющей ошибки масштабного коэффициента гироскопа

Figure 00000034
, дисперсии флуктуационной составляющей ошибки гироскопа
Figure 00000035
и времени корреляции случайного процесса
Figure 00000036
.The unit for determining the parameters of gyroscopes 11 on the basis of information about the parameters of the gyroscopes from the electronics unit 5 of the inertial measuring unit outputs to the control unit of the rotation mechanism 9 the values of the variance of the systematic component of the error of the scale factor of the gyroscope
Figure 00000034
, the variance of the fluctuation component of the gyroscope error
Figure 00000035
and the correlation time of a random process
Figure 00000036
...

Блок определения параметров перекоса осей чувствительности гироскопов 12 на основании информации о параметрах установки гироскопов и конструкции ИИБ с блока электроники 5 инерциального измерительного блока выдает в блок управления механизмом вращения 9 значения дисперсии флуктуационной составляющей перекоса оси чувствительности гироскопа

Figure 00000037
и времени корреляции соответствующего случайного процесса
Figure 00000038
.The unit for determining the parameters of the skew of the gyroscopes sensitivity axes 12 on the basis of information about the parameters of the gyroscopes and the design of the ISU from the electronics unit 5 of the inertial measuring unit outputs to the control unit of the rotation mechanism 9 the values of the dispersion of the fluctuation component of the skew of the gyroscope axis
Figure 00000037
and the correlation time of the corresponding random process
Figure 00000038
...

Блок управления механизмом вращения 9 на основании информации о значениях статистических характеристик погрешностей гироскопов и акселерометров и значениях статистических характеристик перекоса осей чувствительности гироскопов вычисляет величину необходимой угловой скорости ИИБ. Вычисление необходимой угловой скорости ИИБ осуществляется на основании соотношения (8). Величина необходимой угловой скорости сравнивается с величиной текущей угловой скорости поступающей с блока электроники 5 инерциального измерительного блока. Данный сигнал выдается на двигатель механизма вращения 4, который осуществляет соответствующий поворот инерциального измерительного блока 1.The control unit for the rotation mechanism 9, based on the information on the values of the statistical characteristics of the errors of the gyroscopes and accelerometers and the values of the statistical characteristics of the misalignment of the gyroscopes' sensitivity axes, calculates the value of the required angular velocity of the ISU. The calculation of the required angular velocity of the ISU is carried out on the basis of relation (8). The value of the required angular velocity is compared with the value of the current angular velocity coming from the electronics unit 5 of the inertial measuring unit. This signal is sent to the motor of the rotation mechanism 4, which performs the corresponding rotation of the inertial measuring unit 1.

Сигналы пропорциональные абсолютной угловой скорости и ускорению с инерциального измерительного блока 1, через блок электроники инерциального измерительного блока 5, поступает в цифровой микропроцессор 6.Signals proportional to the absolute angular velocity and acceleration from the inertial measuring unit 1, through the electronics unit of the inertial measuring unit 5, enter the digital microprocessor 6.

В цифровом микропроцессоре 6 происходит вычисление пилотажно-навигационных параметров, которые через блок сопряжения с навигационной информацией 7 поступают в шину навигационной информации 8 потребителям.In the digital microprocessor 6, the calculation of flight and navigation parameters takes place, which, through the interface with navigation information 7, enter the navigation information bus 8 to consumers.

Технический эффектTechnical effect

Проведенный анализ способов-аналогов, в том числе ближайшего, показал следующее, что их недостатком является низкая потенциальной точность БИНС из-за отсутствия возможности осуществлять учет статистических характеристик погрешностей установки осей гироскопов при определении параметров закона вращения инерциального измерительного блока.The analysis of analogous methods, including the closest one, showed the following that their disadvantage is the low potential accuracy of SINS due to the inability to take into account the statistical characteristics of errors in setting the gyroscopes axes when determining the parameters of the law of rotation of the inertial measuring unit.

Заявляемый способ и устройство, его реализующее, имеют новые существенные признаки, а именно: способ позволяет осуществлять учет статистических характеристик погрешностей установки осей чувствительности гироскопов на основе данных о параметрах установки гироскопов и конструкции инерциального измерительного блока, поступающих из блока электроники в блок определения параметров перекоса осей чувствительности гироскопов, формируют значения флуктуационной составляющей перекоса оси чувствительности гироскопа и времени корреляции соответствующего случайного процесса, которые передаются в блок управления механизмом вращения, где на основании дисперсии флуктуационной составляющей ошибки акселерометров и времени корреляции случайного процесса ошибки акселерометров, дисперсии флуктуационной составляющей дрейфа гироскопов и времени корреляции случайного процесса дрейфа гироскопов, дисперсии постоянной составляющей ошибки масштабных коэффициента гироскопов, дисперсии флуктуационной составляющей перекоса осей гироскопов и времени корреляции случайного процесса перекоса осей гироскопов вычисляется оптимальная угловая скорость вращения инерциального измерительного блока, а в устройство введены блок управления механизмом вращения, блок определения параметров перекоса осей чувствительности гироскопов, а также новые связи между известными и новыми признаками. Наличие в заявляемом способе и устройстве, его реализующем, новых существенных признаков позволяет достичь технического результата - повышение точности определения пилотажных и навигационных параметров полета летательного аппарата за счет изменения параметров закона управления ИИБ в зависимости от статистических характеристик погрешностей установки осей чувствительности гироскопов.The inventive method and the device that implements it have new essential features, namely: the method makes it possible to take into account the statistical characteristics of errors in the installation of the gyro sensitivity axes based on data on the parameters of the installation of gyroscopes and the design of the inertial measuring unit, coming from the electronics unit to the unit for determining the parameters of the skew of the axes of the gyroscopes' sensitivity, the values of the fluctuation component of the skew of the gyroscope sensitivity axis and the correlation time of the corresponding random process are formed, which are transmitted to the control unit of the rotation mechanism, where, based on the variance of the fluctuation component of the error of accelerometers and the correlation time of the random process of the error of accelerometers, the variance of the fluctuation component of the gyro drift and the correlation time random process of gyro drift, variance of the constant component of the error of the scale factor of gyroscopes, variance of the fluctuation component of the The gyroscopes axes skew and the correlation time of the random process of gyroscopes axes skewing, the optimal angular velocity of rotation of the inertial measuring unit is calculated, and the device includes a control unit for the rotation mechanism, a unit for determining the parameters of the skew of the gyro sensitivity axes, as well as new connections between known and new features. The presence in the claimed method and the device that implements it, new essential features allows you to achieve the technical result - increasing the accuracy of determining the flight and navigation parameters of the flight of the aircraft by changing the parameters of the ISS control law, depending on the statistical characteristics of errors in setting the gyroscopes sensitivity axes.

Эксперимент, проведенный на основе математической модели заявляемого изобретения, показал, введенные новые существенные признаки привели к повышению точности автономного счисления координат за счет снижения темпа нарастания среднеквадратической ошибки определения местоположения, что эквивалентно уменьшению инструментальных погрешностей. При этом роста ошибки определения координат снижается в 1,5 - 2,5 раза.The experiment carried out on the basis of the mathematical model of the claimed invention showed that the introduced new essential features led to an increase in the accuracy of the autonomous reckoning of coordinates by reducing the growth rate of the root mean square error in position determination, which is equivalent to a decrease in instrumental errors. At the same time, the increase in the error in determining the coordinates is reduced by 1.5 - 2.5 times.

Источники информацииInformation sources

1. Анучин О.Н. и др. Интегрированные системы ориентации и навигации для морских подвижных объектов. - СПб.: 1999. с. 331-338 (аналог).1. Anuchin ON and others. Integrated systems of orientation and navigation for sea mobile objects. - SPb .: 1999. p. 331-338 (analog).

2. Патент РФ №2585792 С1, кл. G01C21/10. Способ автономной компенсации инструментальных погрешностей бесплатформенных инерциальных навигационных систем и устройство для его осуществления. 30.03.2015 (прототип).2. RF patent No. 2585792 C1, class. G01C21 / 10. Method for autonomous compensation of instrumental errors of strapdown inertial navigation systems and device for its implementation. 03/30/2015 (prototype).

3. Шепеть И.П., Онуфриенко В.В., Слесаренок С.В. Методическое обеспечение управляемых навигационных систем. (Монография). - Воронеж: Военный учебно-научный центр Военно-Воздушных Сил «Военно-Воздушная академия имени профессора Н.Е. Жуковского и Ю.А. Гагарина», 2012. - с. 145-148.3. Shepet I. P., Onufrienko V. V., Slesarenok S. V. Methodological support of controlled navigation systems. (Monograph). - Voronezh: Military educational and scientific center of the Air Force "Air Force Academy named after Professor N.Ye. Zhukovsky and Yu.A. Gagarin ", 2012. - p. 145-148.

Claims (2)

1. Способ компенсации инструментальных погрешностей бесплатформенных инерциальных навигационных систем, заключающийся во вращении инерциального измерительного блока, состоящего из блока акселерометров и блока гироскопов и закрепленного на механизме вращения, получении информации об угловой скорости и ускорении летательного аппарата в блоках лазерных гироскопов и акселерометров, передаче данных об угловой скорости и ускорении летательного аппарата в цифровой микропроцессор, в котором вычисляются углы ориентации летательного аппарата и его координаты, уточнении закона управления инерциальным измерительным блоком с учетом статистических характеристик погрешностей гироскопов и акселерометров, отличающийся тем, что с целью учета погрешностей установки осей чувствительности гироскопов на основе данных о параметрах установки гироскопов и конструкции инерциального измерительного блока, поступающих из блока электроники в блок определения параметров перекоса осей чувствительности гироскопов, формируют значения флуктуационной составляющей перекоса оси чувствительности гироскопа и времени корреляции соответствующего случайного процесса, которые передаются в блок управления механизмом вращения, где на основании дисперсии флуктуационной составляющей ошибки акселерометров
Figure 00000039
и времени корреляции случайного процесса ошибки акселерометров
Figure 00000040
, дисперсии флуктуационной составляющей дрейфа гироскопов
Figure 00000041
и времени корреляции случайного процесса дрейфа гироскопов
Figure 00000042
, дисперсии постоянной составляющей ошибки масштабных коэффициента гироскопов
Figure 00000043
, дисперсии флуктуационной составляющей перекоса осей гироскопов
Figure 00000044
и времени корреляции случайного процесса перекоса осей гироскопов
Figure 00000045
вычисляется оптимальная угловая скорость вращения инерциального измерительного блока
Figure 00000046
.1. A method of compensating for instrumental errors of strapdown inertial navigation systems, which consists in rotating an inertial measuring unit, consisting of an accelerometer unit and a gyroscopic unit and fixed on the rotation mechanism, obtaining information about the angular velocity and acceleration of an aircraft in units of laser gyroscopes and accelerometers, transmitting data on the angular velocity and acceleration of the aircraft into a digital microprocessor, in which the angles of orientation of the aircraft and its coordinates are calculated, the law of control of the inertial measuring unit is refined taking into account the statistical characteristics of the errors of gyroscopes and accelerometers, data on the parameters of the installation of gyroscopes and the design of the inertial measuring unit, coming from the electronics unit to the unit for determining the parameters of the skew of the gyro sensitivity axes, shape the values of the fluctuation component of the skew of the gyroscope sensitivity axis and the correlation time of the corresponding random process are reconciled, which are transmitted to the control unit of the rotation mechanism, where, based on the variance of the fluctuation component of the accelerometer error
Figure 00000039
and the correlation time of the random process of the error of accelerometers
Figure 00000040
, the variance of the fluctuation component of the gyro drift
Figure 00000041
and the correlation time of the random process of gyroscopes drift
Figure 00000042
, the variance of the constant component of the scale factor error of the gyroscopes
Figure 00000043
, the variance of the fluctuation component of the skew of the gyroscopes
Figure 00000044
and the correlation time of the random process of skewing the gyroscopes axes
Figure 00000045
the optimal angular speed of rotation of the inertial measuring unit is calculated
Figure 00000046
... 2. Устройство компенсации инструментальных погрешностей бесплатформенных инерциальных навигационных систем, включающее инерциальный измерительный блок, в состав которого входят блок лазерных гироскопов и блок акселерометров, механизм вращения, блок электроники инерциального измерительного блока, цифровой микропроцессор, блок сопряжения с навигационной информацией, шину навигационной информации, блок определения параметров акселерометров, блок определения параметров гироскопов, при этом инерциальный измерительный блок закреплен на механизме вращения, выход блока акселерометров и выход блока лазерных гироскопов соединены с входами блока электроники инерциального измерительного блока, выход которого через цифровой микропроцессор и блок сопряжения с навигационной информацией соединен с шиной навигационной информации, отличающееся тем, что для учета статистических характеристик погрешностей установки осей чувствительности гироскопов дополнительно используется блок управления механизмом вращения, блок определения параметров перекоса осей чувствительности гироскопов, при этом выход блока электроники инерциального измерительного блока соединен с входами блока управления механизмом вращения непосредственно и через блок определения параметров акселерометров, блок определения параметров гироскопов, блок определения параметров перекоса осей чувствительности гироскопов, выход блока управления механизмом вращения соединен с входом механизма вращения.2. A device for compensating for instrumental errors of strapdown inertial navigation systems, including an inertial measuring unit, which includes a unit of laser gyroscopes and a unit of accelerometers, a rotation mechanism, an electronics unit of an inertial measuring unit, a digital microprocessor, an interface unit with navigation information, a navigation information bus, a unit determining the parameters of accelerometers, the unit for determining the parameters of gyroscopes, while the inertial measuring unit is fixed on the rotation mechanism, the output of the accelerometer unit and the output of the unit of laser gyroscopes are connected to the inputs of the electronics unit of the inertial measuring unit, the output of which is connected to the bus through a digital microprocessor and an interface unit with navigation information navigation information, characterized in that to take into account the statistical characteristics of errors in setting the gyro sensitivity axes, an additional control unit for the rotation mechanism is used the unit for determining the parameters of the skew of the gyro sensitivity axes, while the output of the electronics unit of the inertial measuring unit is connected to the inputs of the control unit for the rotation mechanism directly and through the unit for determining the parameters of accelerometers, the unit for determining the parameters of gyroscopes, the unit for determining the parameters of the skew of the axes of sensitivity of gyroscopes, the output of the control unit for the mechanism rotation is connected to the input of the rotation mechanism.
RU2020120895A 2020-06-23 2020-06-23 Method for compensation of instrumental errors of strapdown inertial navigation systems and device for its implementation RU2737886C1 (en)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2020120895A RU2737886C1 (en) 2020-06-23 2020-06-23 Method for compensation of instrumental errors of strapdown inertial navigation systems and device for its implementation

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2020120895A RU2737886C1 (en) 2020-06-23 2020-06-23 Method for compensation of instrumental errors of strapdown inertial navigation systems and device for its implementation

Publications (1)

Publication Number Publication Date
RU2737886C1 true RU2737886C1 (en) 2020-12-04

Family

ID=73792687

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2020120895A RU2737886C1 (en) 2020-06-23 2020-06-23 Method for compensation of instrumental errors of strapdown inertial navigation systems and device for its implementation

Country Status (1)

Country Link
RU (1) RU2737886C1 (en)

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2792402C1 (en) * 2022-02-22 2023-03-21 Игорь Петрович Шепеть Method for compensating errors of navigation information complex and device for its implementation

Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2300081C1 (en) * 2005-11-07 2007-05-27 Александр Викторович Захарин Method of determination of instrument error of inertial navigation system meters at initial alignment stage
RU2362977C1 (en) * 2008-05-26 2009-07-27 Сергей Владимирович Слесаренок Method of compensating instrumental errors of platformless inertial navigation systems and device to this end
RU2585792C1 (en) * 2015-03-30 2016-06-10 Игорь Петрович Шепеть Method for independent compensation instrumentation errors of strapdown inertial navigation systems and device therefor
EP2395322B1 (en) * 2010-06-14 2018-03-21 Airbus Helicopters Improved inertial measurement device and aircraft carrying such a device
RU2661446C1 (en) * 2017-08-16 2018-07-16 Сергей Анатольевич Черенков Method of determining navigation parameters of object and strapdown inertial navigation system for implementation of method

Patent Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2300081C1 (en) * 2005-11-07 2007-05-27 Александр Викторович Захарин Method of determination of instrument error of inertial navigation system meters at initial alignment stage
RU2362977C1 (en) * 2008-05-26 2009-07-27 Сергей Владимирович Слесаренок Method of compensating instrumental errors of platformless inertial navigation systems and device to this end
EP2395322B1 (en) * 2010-06-14 2018-03-21 Airbus Helicopters Improved inertial measurement device and aircraft carrying such a device
RU2585792C1 (en) * 2015-03-30 2016-06-10 Игорь Петрович Шепеть Method for independent compensation instrumentation errors of strapdown inertial navigation systems and device therefor
RU2661446C1 (en) * 2017-08-16 2018-07-16 Сергей Анатольевич Черенков Method of determining navigation parameters of object and strapdown inertial navigation system for implementation of method

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2792402C1 (en) * 2022-02-22 2023-03-21 Игорь Петрович Шепеть Method for compensating errors of navigation information complex and device for its implementation

Similar Documents

Publication Publication Date Title
CN106153069B (en) Attitude rectification device and method in autonomous navigation system
CN101246023A (en) Closed-loop calibration method of micro-mechanical gyroscope inertial measuring component
CN110186478B (en) Inertial sensor type selection method and system for strapdown inertial navigation system
RU2550298C1 (en) Compensation for errors of inertial measuring elements and device to this end
RU2056642C1 (en) Gravimeter to measure gravitational force from moving carriers
CN114877915A (en) Laser gyro inertia measurement assembly g sensitivity error calibration device and method
RU2362977C1 (en) Method of compensating instrumental errors of platformless inertial navigation systems and device to this end
RU2661446C1 (en) Method of determining navigation parameters of object and strapdown inertial navigation system for implementation of method
RU2737886C1 (en) Method for compensation of instrumental errors of strapdown inertial navigation systems and device for its implementation
RU2373562C2 (en) Method and device for controlling horizontal orientation of aircraft
RU2683144C1 (en) Method of defining errors of orientation axles of laser gyroscopes and pendulum accelerometers in a strap down inertial navigation system
RU2550592C1 (en) Stabiliser gyrocompass
CN114264304B (en) High-precision horizontal attitude measurement method and system for complex dynamic environment
RU2792402C1 (en) Method for compensating errors of navigation information complex and device for its implementation
RU2585792C1 (en) Method for independent compensation instrumentation errors of strapdown inertial navigation systems and device therefor
CN113865585B (en) Method and system for separating and compensating combined high-order error coefficient of gyroscope
CN105758422A (en) Integral type closed-loop fiber-optic gyroscope testing method
RU2572403C1 (en) Method of inertial navigation and device for its realisation
RU2313067C2 (en) Method of determination of flying vehicle navigational parameters and device for realization of this method
RU2348011C1 (en) Navigation system
RU2060463C1 (en) Method of measuring and compensating drift of three-axis gyrostabilizer
RU2787651C1 (en) A method for determining the drift of a gyrostabilized platform caused by torsional vibrations of the base of the device
RU2711572C1 (en) Method for independent determination of three-axis gyrostabilizer platform departures
RU2161296C1 (en) Device of autonomous correction
JP2003515117A (en) Inertial measurement system

Legal Events

Date Code Title Description
PC41 Official registration of the transfer of exclusive right

Effective date: 20210216