RU2779274C1 - Method for measuring errors of the initial alignment of an inertial navigation system without reference to external landmarks - Google Patents
Method for measuring errors of the initial alignment of an inertial navigation system without reference to external landmarks Download PDFInfo
- Publication number
- RU2779274C1 RU2779274C1 RU2021127884A RU2021127884A RU2779274C1 RU 2779274 C1 RU2779274 C1 RU 2779274C1 RU 2021127884 A RU2021127884 A RU 2021127884A RU 2021127884 A RU2021127884 A RU 2021127884A RU 2779274 C1 RU2779274 C1 RU 2779274C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- ins
- errors
- initial alignment
- bse
- inertial navigation
- Prior art date
Links
- 238000000926 separation method Methods 0.000 claims description 2
- 239000000126 substance Substances 0.000 abstract 1
- 238000005259 measurement Methods 0.000 description 16
- 230000035945 sensitivity Effects 0.000 description 11
- 230000000875 corresponding Effects 0.000 description 6
- 230000001133 acceleration Effects 0.000 description 5
- 239000000969 carrier Substances 0.000 description 4
- 230000005484 gravity Effects 0.000 description 2
- 230000015572 biosynthetic process Effects 0.000 description 1
- 230000000295 complement Effects 0.000 description 1
- 230000001186 cumulative Effects 0.000 description 1
- 230000001419 dependent Effects 0.000 description 1
- 238000006073 displacement reaction Methods 0.000 description 1
- 238000002474 experimental method Methods 0.000 description 1
- 238000005755 formation reaction Methods 0.000 description 1
- 238000004519 manufacturing process Methods 0.000 description 1
- 239000011159 matrix material Substances 0.000 description 1
- 238000010606 normalization Methods 0.000 description 1
- 230000001502 supplementation Effects 0.000 description 1
Images
Abstract
Description
Изобретение относится к приборостроению, в частности к инерциальным навигационным системам, и может быть использовано для измерения ошибок начальной выставки инерциальной навигационной системы (ИНС) без привязки к внешним ориентирам.The invention relates to instrumentation, in particular to inertial navigation systems, and can be used to measure the initial alignment errors of an inertial navigation system (INS) without reference to external landmarks.
Одним из режимов работы инерциальной навигационной системы (ИНС), состоящей из трех гироскопов и трех акселерометров, является начальная выставка, когда по показаниям гироскопов и акселерометров определяется азимут одной из ее осей и углы наклона осей системы к плоскости местного горизонта.One of the modes of operation of an inertial navigation system (INS), consisting of three gyroscopes and three accelerometers, is the initial alignment, when the azimuth of one of its axes and the tilt angles of the system axes to the local horizon plane are determined from the readings of the gyroscopes and accelerometers.
Известен способ [RU 2488776 C1, G01C 25/00, 27.07.2013], заключающийся в калибровке систематических значений параметров модели ошибок трехосного лазерного гироскопа, в том числе систематических составляющих смещения нулей, причем калибровку смещений нулей трехосных лазерных гироскопов с одним общим вибратором производят не по непосредственным показаниям трехосных лазерных гироскопов - приращениям интегралов проекций вектора абсолютной угловой скорости на оси чувствительности, а по результирующей погрешности определения пространственной ориентации посредством бесплатформенной инерциальной системы ориентации на основе трехосных лазерных гироскопов с одним общим вибратором.There is a method [RU 2488776 C1, G01C 25/00, 07/27/2013], which consists in calibrating the systematic values of the error model parameters of a triaxial laser gyroscope, including the systematic components of the zero offset, and the calibration of the zero offsets of triaxial laser gyroscopes with one common vibrator is not performed by direct indications of triaxial laser gyroscopes - by increments of the integrals of the projections of the absolute angular velocity vector on the sensitivity axis, and by the resulting error in determining the spatial orientation by means of a strapdown inertial orientation system based on triaxial laser gyroscopes with one common vibrator.
Недостатком способа является его относительно узкая область применения.The disadvantage of this method is its relatively narrow scope.
Известен также способ [RU 2505785 C1, G01C 21/24, 27.01.2014], включающий измерения кажущихся ускорений движущегося в инерциальном пространстве объекта-носителя и жестко связанного с ним отделяемого объекта, производимые акселерометрами эталонной инерциальной навигационной системы объекта-носителя в базовой инерциальной системе координат (БИСК) и акселерометрами ведомой инерциальной навигационной системы отделяемого объекта в приборной инерциальной системе координат (ПИСК), которая образуется осями чувствительности акселерометров ведомой ИНС, передачи с определенной периодичностью результатов измерений акселерометров эталонной ИНС носителя в вычислительное устройство (ВУ) отделяемого объекта, причем в ходе движения, начиная с некоторого момента ti, по измерениям акселерометров эталонной ИНС и ведомой ИНС, накапливают кажущиеся скорости до достижения модулем вектора кажущейся скорости, получаемой по показаниям акселерометров ведомой ИНС, заданного значения, в этот момент ti+1 фиксируют в ВУ отделяемого объекта компоненты векторов кажущейся скорости, накопленные на интервале [ti, ti+1] по показаниям эталонной ИНС и ведомой ИНС, по этим данным определяют и запоминают в ВУ отделяемого объекта ошибку модуля вектора кажущейся скорости, вызванную погрешностями измерений ведомой инерциальной навигационной системы, и относительные проекции трех векторов кажущейся скорости, сформированные по показаниям каждого отдельного акселерометра ведомой ИНС, на орт кажущейся скорости, накопленной по показаниям акселерометров эталонной ИНС, повторяют такие действия не менее чем на двух интервалах активного движения, характеризующихся взаимно неколлинеарными направлениями накапливаемых на них и на первом интервале векторов кажущейся скорости, по показаниям акселерометров эталонной ИНС объекта-носителя и ведомой ИНС отделяемого объекта, накопленным хотя бы на одном участке движения [t1 п, t2 п], характеризующимся малыми значениями перегрузок по осям БИСК и достаточной продолжительностью участка, определяют в ВУ отделяемого объекта ошибки кажущейся скорости по осям чувствительности каждого акселерометра ведомой ИНС, вызванные совокупным влиянием погрешностей измерений этой ИНС, значение ошибки каждого акселерометра делят на величину интеграла от функции влияния погрешности измерений соответствующего акселерометра, независящей от перегрузки, на погрешность накапливаемой на интервале [t1 п, t2 п] по оси чувствительности данного акселерометра кажущейся скорости, тем самым определяют и запоминают параметры погрешностей измерений каждого акселерометра, независящие от перегрузки, из запомненных ошибок модулей измеренной кажущейся скорости, полученных не менее чем на трех интервалах активного движения, характеризующихся значительными перегрузками, вычитают результаты умножений значений параметров погрешностей, не зависящих от перегрузки, на величины интегралов от функции влияния данного параметра каждого акселерометра ведомой БИНС на ошибку модуля кажущейся скорости, набранной на соответствующем интервале активного движения, и определяют тем самым значения правых частей системы линейных уравнений для параметров погрешностей измерений акселерометров, зависящих от перегрузки, решают линейную систему, определяют из нее и запоминают значения параметров погрешностей измерений акселерометров, зависящих от перегрузки, по найденным значениям не зависящих и зависящих от перегрузки параметров погрешностей каждого акселерометра ведомой БИНС уточняют получаемые от этих акселерометров текущие значения кажущихся ускорений и используют их при численном интегрировании в реальном масштабе времени основного уравнения инерциальной навигации навигационной траектории отделяемого объекта.There is also a method [RU 2505785 C1, G01C 21/24, 01/27/2014], including measurements of apparent accelerations of a carrier object moving in inertial space and a separable object rigidly associated with it, produced by accelerometers of the reference inertial navigation system of the carrier object in the base inertial system coordinates (BISK) and accelerometers of the slave inertial navigation system of the separated object in the instrument inertial coordinate system (IMCS), which is formed by the sensitivity axes of the accelerometers of the slave INS, transmitting with a certain periodicity the results of measurements of the accelerometers of the reference INS of the carrier to the computing device (CD) of the separated object, and in during the movement, starting from a certain moment t i , according to the measurements of the accelerometers of the reference INS and the slave INS, the apparent speeds are accumulated until the module of the apparent speed vector, obtained from the readings of the slave INS accelerometers, reaches the specified value, at this moment t i+1 fix the components of the apparent velocity vectors accumulated over the interval [t i , t i+1 ] are stored in the WU of the separated object according to the indications of the reference ANN and the slave ANN, these data are used to determine and store in the WU of the separated object the apparent velocity vector modulus error caused by measurement errors of the driven of the inertial navigation system, and the relative projections of three apparent velocity vectors, formed according to the readings of each individual accelerometer of the slave INS, on the unit vector of the apparent speed accumulated according to the readings of the accelerometers of the reference INS, repeat such actions on at least two intervals of active movement, characterized by mutually non-collinear directions of the accumulated on them and in the first interval of apparent velocity vectors, according to the accelerometer readings of the reference ANN of the carrier object and the driven ANN of the separated object, accumulated in at least one section of motion [t 1 p , t 2 p continue the error of the apparent speed along the sensitivity axes of each accelerometer of the slave INS, caused by the cumulative influence of the measurement errors of this INS, the error value of each accelerometer is divided by the integral value of the function of the influence of the measurement error of the corresponding accelerometer, independent of overload, by the error of the accumulated on the interval [t 1 p , t 2 p ] along the sensitivity axis of the given apparent velocity accelerometer, thereby determining and storing the parameters of the measurement errors of each accelerometer, independent of overload, from the stored errors of the modules of the measured apparent velocity, obtained at least on three intervals of the active movements characterized by significant overloads, subtract the results of multiplying the values of the error parameters that do not depend on the overload by the values of the integrals from the function of the influence of this parameter of each accelerometer of the driven SINS on the error of the module of the apparent speed of the corresponding interval of active movement, and thereby determine the values of the right-hand sides of the system of linear equations for the parameters of the measurement errors of accelerometers, depending on the overload, solve the linear system, determine from it and store the values of the parameters of the errors of measurements of the accelerometers, depending on the overload, according to the found values of error parameters independent and overload-dependent of each accelerometer of the driven SINS, the current values of apparent accelerations obtained from these accelerometers are refined and used in real-time numerical integration of the main equation of inertial navigation of the navigation trajectory of the separated object.
Недостатком этого способа также является его относительно узкая область применения.The disadvantage of this method is also its relatively narrow scope.
Близким по технической сущности к предложенному является способ определения температурных зависимостей масштабных коэффициентов, смещений нуля и матриц ориентации осей чувствительности лазерных гироскопов и маятниковых акселерометров в составе инерциального измерительного блока при стендовых испытаниях [RU 2566427 C1, G01C 21/24, 27.10.2015], основанный на проведении измерений параметров маятниковых акселерометров, а также обработке результатов измерений, в процессе которых устанавливают на стенде инерциальный измерительный блок с трехосным лазерным гироскопом и тремя маятниковыми акселерометрами, оснащенными датчиками вращения, которые ориентируют в направлении соответствующих осей собственной системы координат инерциального измерительного блока, на каждом такте измерений определяют количество импульсов для каждого из трех датчиков вращения лазерного гироскопа, пропорциональное проекции вектора угла поворота лазерного гироскопа за один такт измерений на каждую из трех осей чувствительности лазерного гироскопа, определяют средние за один такт измерений значения напряжений на выходе трех маятниковых акселерометров, пропорциональные проекциям вектора кажущегося линейного ускорения на оси чувствительности маятниковых акселерометров, и средние за один такт измерений значения температуры на каждом из трех датчиков вращения трехосного лазерного гироскопа и трех маятниковых акселерометров, по которым определяют температурные зависимости масштабных коэффициентов датчиков вращения лазерного гироскопа в отдельности для каждой моды «+» и «-» и для двух диапазонов угловых скоростей диапазона «низких» (Н) угловых скоростей, меньших значения, соответствующего величине амплитуды частотной подставки, и диапазона «высоких» (В) угловых скоростей, превышающих такую величину, из соотношенийClose in technical essence to the proposed one is a method for determining the temperature dependences of scale factors, zero offsets and orientation matrices of the sensitivity axes of laser gyroscopes and pendulum accelerometers as part of an inertial measuring unit during bench tests [RU 2566427 C1, G01C 21/24, 27.10.2015], based on measuring the parameters of pendulum accelerometers, as well as processing the measurement results, during which an inertial measuring unit with a three-axis laser gyroscope and three pendulum accelerometers equipped with rotation sensors is installed on the stand, which are oriented in the direction of the corresponding axes of the own coordinate system of the inertial measuring unit, on each measurement cycle determine the number of pulses for each of the three laser gyroscope rotation sensors, proportional to the projection of the laser gyroscope rotation angle vector for one measurement cycle on each of the three sensor axes of the laser gyroscope, determine the average values of the voltages at the output of three pendulum accelerometers for one measurement cycle, which are proportional to the projections of the apparent linear acceleration vector on the sensitivity axis of the pendulum accelerometers, and the average temperature values for one measurement cycle at each of the three rotation sensors of the triaxial laser gyroscope and three pendulum accelerometers, which determine the temperature dependences of the scale factors of the laser gyroscope rotation sensors separately for each mode "+" and "-" and for two ranges of angular velocities of the range of "low" (H) angular velocities, smaller than the value corresponding to the amplitude of the frequency bias, and the range of "high" (B) angular velocities exceeding such a value, from the relations
где х, у, z - оси чувствительности датчиков вращения лазерного гироскопа; Tqa - текущая температура, измеряемая в соответствующем датчике вращения лазерного гироскопа, Т0 - фиксированное значение температуры, равное 25°С, температурные зависимости смещения нулей для каждого датчика вращения лазерного гироскопа определяют из соотношений, содержащих магнитную (М), изменяющую знак при переходе с одной моды на другую и немагнитную (НМ), не зависящую от моды, составляющиеwhere x, y, z are the sensitivity axes of the laser gyroscope rotation sensors; Tq a is the current temperature measured in the corresponding laser gyroscope rotation sensor, T 0 is a fixed temperature value equal to 25 ° C, the temperature dependences of the zero offset for each laser gyroscope rotation sensor are determined from relationships containing a magnetic (M) that changes sign during the transition from one mode to another and non-magnetic (NM), independent of the mode, the components
температурные зависимости масштабных коэффициентов и смещений нулей маятниковых акселерометров из соотношенийtemperature dependences of scale factors and offsets of zeros of pendulum accelerometers from the relations
где α = х, у, z - оси чувствительности МА; Таα - текущая температура, измеряемая в соответствующем маятниковом акселерометре, температурные зависимости недиагональных элементов матриц направляющих косинусов осей чувствительности лазерного гироскопа и маятниковых акселерометровwhere α = x, y, z - axes of MA sensitivity; Ta α is the current temperature measured in the corresponding pendulum accelerometer, the temperature dependences of the off-diagonal elements of the matrix of direction cosines of the sensitivity axes of the laser gyroscope and pendulum accelerometers
из соотношенийfrom the relations
где Tq - температура лазерного гироскопа, осредненная по всем трем датчикам вращения, а диагональные элементы матриц направляющих косинусов осей чувствительности лазерного гироскопа и маятниковых акселерометров определяют через недиагональные, исходя из условия нормировки по строкамwhere Tq is the temperature of the laser gyroscope, averaged over all three rotation sensors, and the diagonal elements of the direction cosine matrices of the sensitivity axes of the laser gyroscope and pendulum accelerometers are determined through off-diagonal ones, based on the condition of normalization by rows
Недостатком этого технического решения является его относительно узкая область применения, поскольку известный способ, хотя и позволяет определить температурные зависимости характеристик трехосного лазерного гироскопа (ЛГ) и маятниковых акселерометров (МА) в составе инерциального измерительного блока (ИИБ), в частности, масштабных коэффициентов датчиков вращения ЛГ и МА, смещений нуля датчиков вращения ЛГ и МА, матриц направляющих косинусов осей чувствительности ЛГ и МА в ортогональной системе координат, жестко связанной с корпусом ИИБ, но не может быть использовано для расчета ошибок начальной выставки ИНС без привязки к внешним ориентирам.The disadvantage of this technical solution is its relatively narrow scope, since the known method, although it allows you to determine the temperature dependence of the characteristics of a triaxial laser gyroscope (LG) and pendulum accelerometers (MA) as part of an inertial measuring unit (IMU), in particular, the scale factors of rotation sensors LG and MA, zero offsets of LG and MA rotation sensors, matrices of direction cosines of the sensitivity axes of LG and MA in an orthogonal coordinate system rigidly connected to the ISS body, but cannot be used to calculate the initial alignment errors of the INS without reference to external landmarks.
Наиболее близким по технической сущности к предложенному является способ определения ошибок ориентации измерительных осей гироскопов и маятниковых акселерометров в бортовой инерциальной навигационной системе [RU 2683144, Cl, G01C 25/00, 26.03.2019], основанный на проведении измерений параметров маятниковых акселерометров и лазерных гироскопов и обработке результатов измерений, при котором устанавливают на установочной платформе испытательного стенда бесплатформенную инерциальную навигационную систему с тремя лазерными гироскопами и тремя маятниковыми акселерометрами, при этом, бесплатформенную инерциальную навигационную систему устанавливают на установочной платформе испытательного стенда с одновременным формированием эталонной ортогональной системы координат XYZ, ось Y которой совпадает с внутренней осью испытательного стенда, две другие оси ориентированы таким образом, что ось X совпадает с внешней осью испытательного стенда, а ось Z дополняет оси X и Y до правой тройки осей, и определяют матрицы ориентации осей х, у, z в эталонной ортогональной системе координат XYZ отдельно по показаниям с гироскопов (Cq) иThe closest in technical essence to the proposed one is a method for determining the orientation errors of the measuring axes of gyroscopes and pendulum accelerometers in the onboard inertial navigation system [RU 2683144, Cl, G01C 25/00, 03/26/2019], based on measuring the parameters of pendulum accelerometers and laser gyroscopes and processing of measurement results, in which a strapdown inertial navigation system with three laser gyroscopes and three pendulum accelerometers is installed on the mounting platform of the test bench, while the strapdown inertial navigation system is installed on the mounting platform of the test bench with the simultaneous formation of a reference orthogonal coordinate system XYZ, the Y axis of which coincides with the inner axis of the test bench, the other two axes are oriented so that the X-axis coincides with the outer axis of the test bench, and the Z-axis complements the X and Y axes to the right triple of axes, and defines determine the orientation matrices of the x, y, z axes in the reference orthogonal coordinate system XYZ separately according to the readings from the gyroscopes (Cq) and
после чего определяют углы неортогональности разноименных осей по каждой из матриц ориентации осей х, у, z с помощью скалярного произведенияthen determine the angles of non-orthogonality of opposite axes for each of the orientation matrices of the x, y, z axes using the scalar product
а также углы между одноименными осямиas well as the angles between the same axes
Недостатком наиболее близкого технического решения является его относительно узкая область применения, поскольку этот способ, хотя и может быть использован для определения ошибок ориентации измерительных осей гироскопов и маятниковых акселерометров в бортовой инерциальной навигационной системе, но не может быть использован для определения ошибок начальной выставки ИНС без привязки к внешним ориентирам.The disadvantage of the closest technical solution is its relatively narrow scope, since this method, although it can be used to determine the errors in the orientation of the measuring axes of gyroscopes and pendulum accelerometers in the onboard inertial navigation system, but cannot be used to determine the errors of the initial alignment of the INS without reference to external landmarks.
Задачей, на решение которой направлено предложенное изобретение, является расширение области применения и повышение точности определения ошибок начальной выставки ИНС в условиях невозможности привязки к внешним ориентирам.The task to be solved by the proposed invention is to expand the scope and increase the accuracy of determining the errors of the initial alignment of the INS in the conditions of the impossibility of binding to external landmarks.
Требуемый технический результат заключается в расширении области применения путем введения дополнительного арсенала технических средств (операций способа), обеспечивающих определение ошибок начальной выставки ИНС в условиях невозможности привязки к внешним ориентирам с одновременным повышением достоверности и точности определения этих ошибок.The required technical result consists in expanding the scope by introducing an additional arsenal of technical means (method operations) that ensure the determination of errors in the initial alignment of the INS in the conditions of the impossibility of binding to external landmarks while increasing the reliability and accuracy of determining these errors.
Поставленная задача решается, а требуемый технический результат достигается тем, что, на горизонтальной поверхности стенда наносят прямую линию и устанавливают блок чувствительных элементов (БЧЭ) так, чтобы отмеченные на БЧЭ противоположные точки лежали на нанесенной прямой линии, запускают инерциальную навигационную систему (ИНС) и осуществляют начальную выставку, после чего переводят ИНС в режим навигации и поворачивают БЧЭ без отрыва от горизонтальной поверхности стенда на 180°° до совпадения нанесенных точек на БЧЭ с нанесенной прямой линией и сохраняют БЧЭ неподвижным и в течение 10 минут с интервалом 1 сек. производят запись в массив текущих проекций на оси географической системы горизонтальных скоростей Vx и Vz, после чего записанные массивы проекций скоростей аппроксимируют полиномами 3-го порядка по времени и определяют коэффициенты их линейных K1x, K1z и квадратичных K2x, K2z членов, по которым судят об ошибках начальной выставки инерциальной навигационной системы и их изменениях во времени.The problem is solved, and the required technical result is achieved by the fact that, on the horizontal surface of the stand, a straight line is applied and a block of sensitive elements (BCE) is installed so that the opposite points marked on the BSE lie on the plotted straight line, the inertial navigation system (INS) is launched and carry out the initial alignment, after which the INS is switched to the navigation mode and the BSE is rotated without separation from the horizontal surface of the stand by 180 ° ° until the plotted points on the BSE coincide with the drawn straight line and the BSE is kept motionless and for 10 minutes with an interval of 1 second. make a record in the array of current projections on the axes of the geographical system of horizontal velocities Vx and Vz, after which the recorded arrays of projections of velocities are approximated by polynomials of the 3rd order in time and determine the coefficients of their linear K 1x , K 1z and quadratic K 2x , K 2z members, according to by which the errors of the initial alignment of the inertial navigation system and their changes in time are judged.
На чертеже представлены:The drawing shows:
на фиг. 1 - зависимость погрешности оценки точности выставки азимута от степени полинома аппроксимации горизонтальных скоростей;in fig. 1 - dependence of the error in estimating the accuracy of the alignment of the azimuth on the degree of the polynomial of the approximation of horizontal velocities;
на фиг. 2 - зависимости погрешности оценки точности выставки азимута от погрешности поворота на 180°.in fig. 2 - dependences of the error in estimating the accuracy of the alignment of the azimuth on the error of rotation by 180 °.
Способ измерения ошибок начальной выставки инерциальной навигационной системы без привязки к внешним ориентирам реализуется следующим образом.The method for measuring the errors of the initial alignment of the inertial navigation system without reference to external landmarks is implemented as follows.
Проверка точности начальной выставки является одним из обязательных этапов испытаний ИНС при производстве и эксплуатации. Обычно ИНС ставят на горизонтальную площадку, выставленную с помощью уровня и направляют ее ось на ориентир с известным азимутом. Результаты начальной выставки сравнивают с известными значениями азимута и наклонов.Checking the accuracy of the initial alignment is one of the mandatory stages of testing the INS during production and operation. Usually, the INS is placed on a horizontal platform, set with the help of a level, and its axis is directed to a landmark with a known azimuth. The results of the initial alignment are compared with the known values of the azimuth and inclinations.
Однако, не все помещения имеют известный аттестованный азимут, а при установке ИНС в камеру тепла и холода направить ИНС на известный азимут, как правило, не представляется возможным. Аналогично, и на вибростенде положение платформы сильно меняется после воздействия и измерить его сложно и дорого. Погрешность определения ошибок начальной выставки доходит до ±5° по азимуту и до ±2° по углам наклона, что неприемлемо.However, not all rooms have a known certified azimuth, and when installing the INS in a heat and cold chamber, it is usually not possible to direct the INS to a known azimuth. Similarly, on the shaker, the position of the platform changes greatly after the impact, and it is difficult and expensive to measure it. The error in determining the errors of the initial alignment reaches ±5° in azimuth and up to ±2° in tilt angles, which is unacceptable.
Для определения ошибок начальной выставки инерциальной навигационной системы без привязки к внешним ориентирам предлагается воспользоваться расчетами линейных скоростей по показаниям гироскопов и акселерометров после проведения начальной выставки.To determine the errors of the initial alignment of the inertial navigation system without reference to external landmarks, it is proposed to use the calculations of linear velocities based on the readings of gyroscopes and accelerometers after the initial alignment.
Физической основой возможности такой оценки является появление наблюдаемой погрешности скорости, вычисляемой в ИНС в режиме навигации, после поворота блока ее чувствительных элементов (БЧЭ) на угол 180°.The physical basis for the possibility of such an assessment is the appearance of an observed velocity error calculated in the INS in the navigation mode after turning the unit of its sensing elements (BCE) at an angle of 180°.
Основной причиной появления погрешности горизонтальных углов является наличие смещения нулей акселерометров, а погрешности азимута наличие дрейфов лазерных гироскопов (ЛГ). В алгоритме ИНС постоянно моделируется географическая система координат X, Y, Z (север-вертикаль-восток), по отношению к которой определяется текущая ориентация приборной системы координат. Ориентация этой моделируемой географической системы может отличаться от истинной на горизонтальные углы Δα и Δβ и азимут Δγ.The main reason for the appearance of the horizontal angle error is the presence of accelerometer zero offset, and the azimuth error is the presence of laser gyroscope (LG) drifts. In the ANN algorithm, the geographic coordinate system X, Y, Z (north-vertical-east) is constantly modeled, in relation to which the current orientation of the instrumental coordinate system is determined. The orientation of this simulated geographic system may differ from the true one by horizontal angles Δα and Δβ and azimuth Δγ.
Например, пусть ΔаХ и ΔaZ - проекции смещений нулей акселерометров, a drX и drZ - проекции дрейфов гироскопов на оси X и Z, моделируемой географической системы координат. Погрешности горизонтальных углов, получаемые в ходе начальной выставки, будут равныFor example, let ΔаХ and ΔaZ be the projections of accelerometer zero offsets, and drX and drZ be the projections of gyroscope drifts on the X and Z axes of the simulated geographic coordinate system. The errors of horizontal angles obtained during the initial alignment will be equal to
Δα=ΔaX/G, Δβ=ΔaZ/G,Δα=ΔaX/G, Δβ=ΔaZ/G,
а погрешность азимутаand the azimuth error
Δγ=drZ/Ωг,Δγ=drZ/Ω g ,
где G - ускорение силы тяжести, Ωг - горизонтальная составляющая угловой скорости вращения Земли.where G is the acceleration of gravity, Ω g is the horizontal component of the angular velocity of the Earth's rotation.
Погрешности определяемых в ходе начальной выставки горизонтальных углов и азимута из за неправильного проектирования ускорения силы тяжести G и угловой скорости Ωг компенсируют смещение нулей акселерометров и проекцию дрейфа ЛГ на ось Z моделируемой географической системы координат. Поэтому, если БЧЭ остается неподвижным после начальной выставки, то при последующей навигации не возникают погрешности скорости и погрешности углов определить нельзя.The errors of the horizontal angles and azimuth determined during the initial alignment due to incorrect design of the acceleration of gravity G and the angular velocity Ω g compensate for the offset of the zeros of the accelerometers and the projection of the LG drift onto the Z axis of the simulated geographical coordinate system. Therefore, if the CU remains motionless after the initial alignment, then during subsequent navigation, no speed errors and angle errors can be determined.
Для возможности определения погрешностей углов сразу после окончания начальной выставки в режиме навигации БЧЭ поворачивается вокруг вертикальной оси на угол 180°. При этом смещения акселерометров и дрейфы ЛГ не меняют знаков а углы и азимут меняют знак на противоположный и вместо компенсации погрешностей происходит их удвоение. Из-за погрешностей углов Δα и Δβ в законе изменения погрешности скоростей ΔVx и ΔVz появляются линейные по времени членыTo be able to determine the errors of the angles, immediately after the end of the initial alignment in the navigation mode, the BSE rotates around the vertical axis by an angle of 180 °. At the same time, the accelerometer displacements and LG drifts do not change signs, but the angles and azimuths change sign to the opposite, and instead of compensating for errors, they are doubled. Due to the errors in the angles Δα and Δβ, terms linear in time appear in the law of the change in the error in the velocities ΔVx and ΔVz
Из-за погрешности азимута Δγ в погрешности скорости по оси X появляется квадратичный членDue to the azimuth error Δγ, a quadratic term appears in the velocity error along the X axis
Из (1) и (2) следует, что, если выделить линейный и квадратичный член в погрешности скорости, можно найти оценки погрешности горизонтальных углов и азимута, полученных в ходе начальной выставки.It follows from (1) and (2) that if we separate the linear and quadratic terms in the velocity error, we can find the horizontal angle and azimuth error estimates obtained during the initial alignment.
Указанный поход реализуется следующим образом.This trip is implemented as follows.
Выбирается подходящая ровная горизонтальная поверхность, например стенда, на которой наносится горизонтальная линия. Блок чувствительных элементов БЧЭ ИНС располагают на выбранной поверхности так, чтобы две нанесенные на БЧЭ противоположные точки совпадали с нанесенной линией. ИНС запускается в режиме начальной выставки продолжительностью, обычно на 10 минут.A suitable flat horizontal surface is selected, such as a stand, on which a horizontal line is applied. The block of sensitive elements of the BSE INS is placed on the selected surface so that two opposite points marked on the BSE coincide with the applied line. The INS is started in the initial exhibition mode with a duration, usually for 10 minutes.
После окончания начальной выставки ИНС переводят в режим навигации и сразу же осуществляют поворот БЧЭ на 180° до нового совпадения нанесенных точек на БЧЭ с нанесенной на поверхности стенда линией. Разворот желательно производить не отрывая блок от поверхности стенда, чтобы ось вращения не сильно изменяла свое положение в пространстве.After the end of the initial alignment, the INS is switched to the navigation mode and the BSE is immediately rotated by 180° until the points marked on the BSE coincide again with the line drawn on the surface of the stand. It is desirable to make a turn without lifting the block from the surface of the stand, so that the axis of rotation does not change its position in space much.
В новом положении БЧЭ остается неподвижным, обычно также в течение 10 минут. В этом режиме навигации с интервалом, например 1 с, производят запись в массив текущих проекций на оси географической системы горизонтальных скоростей Vx и Vz. Запись начинают после полной остановки БЧЭ после разворота.In the new position, the BCE remains immobile, usually also for 10 minutes. In this navigation mode, with an interval, for example, 1 s, a record is made in the array of current projections on the axes of the geographical system of horizontal velocities Vx and Vz. The recording starts after the complete stop of the BCE after the turn.
Обработку результатов измерений проводится методом наименьших квадратов и записанные массивы проекций скоростей аппроксимируются полиномами 3-го порядка по времени и находят коэффициенты у линейных K1x, K1z и квадратичных K2x, K2z членов., по которым судят об ошибках начальной выставки инерциальной навигационной системы и их изменениях во времени.The measurement results are processed by the least squares method and the recorded arrays of velocity projections are approximated by polynomials of the 3rd order in time and the coefficients of the linear K 1x , K 1z and quadratic K 2x , K 2z members are found, which are used to judge the errors of the initial alignment of the inertial navigation system and their changes over time.
Погрешности горизонтальных углов и азимута находятся по формулам (3).The errors of horizontal angles and azimuth are found by formulas (3).
Возможные погрешности предложенного способа исследовались на математической модели, имитирующей показания ЛГ и акселерометров при неподвижном положении и во время разворота на 180°. При этом полагалось, что горизонтальные гироскопы имеют дрейфы drx и drz, а горизонтальные акселерометры имеют смещение нуля Δах и Δaz. Из модели были известны истинные горизонтальные углы и азимут. Программа начальной выставки выдает полученные в ней углы и азимут, что позволяет вычислить истинные погрешности начальной выставки сравнивать результаты оценок по описываемому способу.Possible errors of the proposed method were studied on a mathematical model that simulates the readings of the LG and accelerometers in a stationary position and during a 180° turn. It was assumed that horizontal gyroscopes have drifts drx and drz, and horizontal accelerometers have zero offset Δа x and Δa z . The true horizontal angles and azimuth were known from the model. The program of the initial alignment gives out the angles and azimuth obtained in it, which makes it possible to calculate the true errors of the initial alignment to compare the results of estimates by the described method.
Созданный по модели массив показаний датчиков обрабатывался по программе алгоритма ИНС (начальная выставка - навигация) с получением массива скоростей на этапе навигации. Эти скорости, очевидно, являются погрешностями, так как на самом деле система неподвижна. Массив погрешностей скоростей обрабатывался по алгоритму, представленному выше с получением оценок погрешностей начальной выставки.The array of sensor readings created according to the model was processed according to the ANN algorithm program (initial alignment - navigation) to obtain an array of speeds at the navigation stage. These velocities are obviously errors, since the system is actually stationary. The array of velocity errors was processed according to the algorithm presented above to obtain estimates of the initial alignment errors.
Выяснилось, что погрешности горизонтальных углов определяются достаточно хорошо в интервале 1-3 уг. с и в дальнейшем исследовалась точность определения погрешности азимута. Эта погрешность определяется по погрешности проекции скорости на географическую ось X.It turned out that the errors of horizontal angles are determined quite well in the range of 1-3 angles. c and further the accuracy of determining the azimuth error was investigated. This error is determined by the error of the velocity projection on the geographic X axis.
Далее результаты всех численных экспериментов приводятся для следующих смещений нулей акселерометровFurther, the results of all numerical experiments are given for the following offsets of the zeros of the accelerometers
Δах=8*10-4 м/сек2 Δax=8*10 -4 m/s 2
Δaz=-1*10-3 м/сек2,Δaz \u003d -1 * 10 -3 m / s 2 ,
и дрейфов ЛГand LG drifts
drx=-0.02 град/часdrx=-0.02 deg/hour
drz=0.016 град/часdrz=0.016 deg/hour
Точность оценки погрешности азимута зависит от степени полинома аппроксимации скорости. На фиг. 1 представлена эта зависимость, из которой следует, что оптимальной является аппроксимация полиномом 3-ей степени.The accuracy of the azimuth error estimate depends on the degree of the velocity approximation polynomial. In FIG. 1 shows this dependence, from which it follows that the optimal approximation is a polynomial of the 3rd degree.
Точность оценки погрешности азимута зависит от погрешности поворота БЧЭ на 180° Эта зависимость появляется потому, что при погрешности поворота меняется не только знак но и величина проекции дрейфов ЛГ на ось Z, по которой определяется погрешность азимута. В первом приближении изменение величины проекции дрейфа на ось Z равно проекции дрейфа на ось X, умноженной на синус недоворота (переворота) до 180°.The accuracy of azimuth error estimation depends on the BSE rotation error by 180°. This dependence appears because with a rotation error, not only the sign but also the value of the projection of the LG drifts on the Z axis, which is used to determine the azimuth error, changes. In the first approximation, the change in the value of the drift projection on the Z axis is equal to the drift projection on the X axis, multiplied by the sine of the underrotation (flip) up to 180°.
Таким образом, если на этапе начальной выставки известен дрейф по географической оси X, то можно ввести соответствующую поправку или просто вычесть этот дрейф из показаний ЛГ на этапе навигации. Дрейф по оси X при начальной выставке можно определить, введя его в вектор состояния фильтра Калмана и дополнив соответствующим образом уравнения динамики.Thus, if the drift along the geographic X axis is known at the stage of the initial alignment, then it is possible to introduce an appropriate correction or simply subtract this drift from the readings of the LG at the navigation stage. The drift along the X axis at the initial alignment can be determined by introducing it into the state vector of the Kalman filter and supplementing the dynamic equations accordingly.
На фиг. 2 представлены зависимости погрешности оценки точности выставки азимута от погрешности поворота на 180°. Кривая 1 погрешность определения азимута без учета дрейфа ЛГ по оси X. Кривая 2 получена, когда дрейф по оси X определялся при начальной выставке и вводился в показания ЛГ. Из фиг. 2 следует, что, если нет вычитания дрейфа по оси X, то поворот на 180° желательно производить с погрешностью не более 5°.In FIG. Figure 2 shows the dependences of the error in estimating the accuracy of the azimuth alignment on the error of rotation by 180°.
Таким образом, предлагаемый способ обеспечивает достижение требуемого технического результата, который заключается в расширении области применения путем введения дополнительного арсенала технических средств (операций способа), обеспечивающих определение ошибок начальной выставки ИНС в условиях невозможности привязки к внешним ориентирам с одновременным повышением достоверности и точности определения этих ошибокThus, the proposed method ensures the achievement of the required technical result, which consists in expanding the scope by introducing an additional arsenal of technical means (method operations) that ensure the determination of errors in the initial alignment of the INS in the conditions of the impossibility of binding to external landmarks while increasing the reliability and accuracy of determining these errors.
Claims (1)
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2779274C1 true RU2779274C1 (en) | 2022-09-05 |
Family
ID=
Citations (7)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2238522C1 (en) * | 2003-11-27 | 2004-10-20 | Открытое акционерное общество "Раменское приборостроительное конструкторское бюро" | Set for initial adjustment of inertial system |
| 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 |
| US7680620B2 (en) * | 2003-04-28 | 2010-03-16 | National Institute Of Advanced Industrial Science And Technology | Dynamic matrix sensitivity measuring instrument for inertial sensors, and measuring method therefor |
| US20160047675A1 (en) * | 2005-04-19 | 2016-02-18 | Tanenhaus & Associates, Inc. | Inertial Measurement and Navigation System And Method Having Low Drift MEMS Gyroscopes And Accelerometers Operable In GPS Denied Environments |
| RU2617565C1 (en) * | 2015-12-02 | 2017-04-25 | Акционерное общество "Раменское приборостроительное конструкторское бюро" | Method of inertial data estimation and its correction according to measurement of satellite navigation system |
| RU2683144C1 (en) * | 2018-05-17 | 2019-03-26 | Акционерное общество "Научно-исследовательский институт "Полюс" им. М.Ф. Стельмаха" | Method of defining errors of orientation axles of laser gyroscopes and pendulum accelerometers in a strap down inertial navigation system |
| RU2717566C1 (en) * | 2019-08-15 | 2020-03-24 | Акционерное общество "Научно-производственное объединение автоматики имени академика Н.А. Семихатова" | Method of determining errors of an inertial unit of sensitive elements on a biaxial rotary table |
Patent Citations (7)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US7680620B2 (en) * | 2003-04-28 | 2010-03-16 | National Institute Of Advanced Industrial Science And Technology | Dynamic matrix sensitivity measuring instrument for inertial sensors, and measuring method therefor |
| RU2238522C1 (en) * | 2003-11-27 | 2004-10-20 | Открытое акционерное общество "Раменское приборостроительное конструкторское бюро" | Set for initial adjustment of inertial system |
| US20160047675A1 (en) * | 2005-04-19 | 2016-02-18 | Tanenhaus & Associates, Inc. | Inertial Measurement and Navigation System And Method Having Low Drift MEMS Gyroscopes And Accelerometers Operable In GPS Denied Environments |
| 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 |
| RU2617565C1 (en) * | 2015-12-02 | 2017-04-25 | Акционерное общество "Раменское приборостроительное конструкторское бюро" | Method of inertial data estimation and its correction according to measurement of satellite navigation system |
| RU2683144C1 (en) * | 2018-05-17 | 2019-03-26 | Акционерное общество "Научно-исследовательский институт "Полюс" им. М.Ф. Стельмаха" | Method of defining errors of orientation axles of laser gyroscopes and pendulum accelerometers in a strap down inertial navigation system |
| RU2717566C1 (en) * | 2019-08-15 | 2020-03-24 | Акционерное общество "Научно-производственное объединение автоматики имени академика Н.А. Семихатова" | Method of determining errors of an inertial unit of sensitive elements on a biaxial rotary table |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| Aggarwal et al. | A standard testing and calibration procedure for low cost MEMS inertial sensors and units | |
| CA2381196C (en) | Vibration compensation for sensors | |
| CN111678538B (en) | Dynamic level error compensation method based on speed matching | |
| US5728935A (en) | Method and apparatus for measuring gravity with lever arm correction | |
| US11561098B2 (en) | Inertial navigation system | |
| RU2566427C1 (en) | Method of determination of temperature dependences of scaling factors, zero shifts and array of orientation of axes of sensitivity of laser gyroscopes and pendulum accelerometers as part of inertial measuring unit at bench tests | |
| EP1604173B1 (en) | Method for measuring force-dependent gyroscope sensitivity | |
| RU2269813C2 (en) | Method for calibrating parameters of platform-less inertial measuring module | |
| Amirsadri et al. | Practical considerations in precise calibration of a low-cost MEMS IMU for road-mapping applications | |
| Zaitsev et al. | Study of systems error compensation methods based on molecular-electronic transducers of motion parameters | |
| CN109084755B (en) | Accelerometer zero offset estimation method based on gravity apparent velocity and parameter identification | |
| Noureldin et al. | Inertial navigation system | |
| Canciani et al. | Integration of Cold-Atom Interferometry INS with Other Sensors | |
| RU2683144C1 (en) | Method of defining errors of orientation axles of laser gyroscopes and pendulum accelerometers in a strap down inertial navigation system | |
| RU2779274C1 (en) | Method for measuring errors of the initial alignment of an inertial navigation system without reference to external landmarks | |
| RU2717566C1 (en) | Method of determining errors of an inertial unit of sensitive elements on a biaxial rotary table | |
| Tomaszewski et al. | Analysis of the noise parameters and attitude alignment accuracy of INS conducted with the use of MEMS-based integrated navigation system | |
| RU2718142C1 (en) | Method for increasing accuracy of calibration of scaling coefficients and angles of non-orthogonality of sensitivity axes of sensor unit of angular velocity sensors | |
| RU2727344C1 (en) | Method for increasing calibration accuracy of unit of angular velocity micromechanical sensors | |
| RU2320963C2 (en) | Mode of mounting axles of mobile object | |
| Hegazy et al. | Calibration and compensation of scale factor non-linearity and non-orthogonality errors for dynamically tuned gyroscope (DTG) | |
| RU2711572C1 (en) | Method for independent determination of three-axis gyrostabilizer platform departures | |
| Hayal | Static calibration of the tactical grade inertial measurement units | |
| Martin | Overcoming the challenges of low-cost inertial navigation | |
| Bussutil et al. | Wobble estimation of a turntable axis by using an Inertial Measurement unit |