RU2790076C1 - Способ коррекции углов ориентации БИНС на скользящем интервале - Google Patents

Способ коррекции углов ориентации БИНС на скользящем интервале Download PDF

Info

Publication number
RU2790076C1
RU2790076C1 RU2022101914A RU2022101914A RU2790076C1 RU 2790076 C1 RU2790076 C1 RU 2790076C1 RU 2022101914 A RU2022101914 A RU 2022101914A RU 2022101914 A RU2022101914 A RU 2022101914A RU 2790076 C1 RU2790076 C1 RU 2790076C1
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
estimates
velocities
aircraft
orientation
vector
Prior art date
Application number
RU2022101914A
Other languages
English (en)
Inventor
Борис Олегович Качанов
Владимир Сергеевич Кулабухов
Николай Алексеевич Туктарев
Александр Алексеевич Цацин
Original Assignee
Акционерное общество Московский научно-производственный комплекс "Авионика" имени О.В. Успенского (АО МНПК "Авионика")
Filing date
Publication date
Application filed by Акционерное общество Московский научно-производственный комплекс "Авионика" имени О.В. Успенского (АО МНПК "Авионика") filed Critical Акционерное общество Московский научно-производственный комплекс "Авионика" имени О.В. Успенского (АО МНПК "Авионика")
Application granted granted Critical
Publication of RU2790076C1 publication Critical patent/RU2790076C1/ru

Links

Images

Abstract

Изобретение относится к измерительной технике и может быть использовано для морских, воздушных и наземных объектов. Задачей изобретения является повышение точности бесплатформенной инерциальной навигационной системы (БИНС) путем создания способа непрерывной коррекции углов ориентации от спутниковой навигационной системы (СНС) с одним приемником, обеспечение универсальности его использования для любого ЛА. Способ коррекции углов ориентации БИНС на скользящем интервале, при котором по сигналам датчиков угловых скоростей (ДУС) определяют углы крена и тангажа ЛА и осуществляют коррекцию углов крена и тангажа БИНС путем совместной обработки угловых скоростей, линейных ускорений ЛА. При этом дополнительно корректируют текущий курс ЛА, используя полученные от одного приемника СНС проекции путевых скоростей, для этого осуществляют совместное использование множества измерений на скользящем интервале наблюдений, составляют одинаковой размерности три массива спутниковых скоростей, три массива угловых скоростей и три массива линейных ускорений. Далее определяют наличие угловых скоростей вращения ЛА и их изменчивость на рассматриваемом интервале. При этом предлагаются алгоритмы совместного оценивания крена, тангажа и курса ЛА по измерениям трехкомпонентных датчиков ДУС, ДЛУ и одного приемника СНС итерационным алгоритмом по методу Хартли. Данный алгоритм удобен для практического применения, так как может быть реализован при относительно небольших вычислительных затратах. Для применения рассматриваемого алгоритма предварительная настройка его на процессах, характерных для конкретного вида ЛА не требуется. Технический результат – повышение точности и обеспечение непрерывной коррекции углов тангажа, крена и курса в условиях маневрирования в полете. 5 ил.

Description

Изобретение относится к измерительной технике и может быть использовано для морских, воздушных и наземных объектов. Задачей изобретения является повышение точности бесплатформенной инерциальной навигационной системы (БИНС) и уменьшение требуемых вычислительных затрат путем создания способа непрерывной коррекции углов пространственной ориентации от спутниковой навигационной системы (СНС) с одним приемником.
В распространенном способе комплексирования при помощи статистического фильтра оцениваются погрешности навигационных параметров и инструментальных погрешностей инерциальных датчиков. По результатам оценок по уравнениям динамики косвенным образом оценивают ошибки текущих измерений углов пространственной ориентации ЛА и корректируют текущие углы ориентации. Для обеспечения заданной точности при этом необходимо оценивать свыше двадцати параметров, что требует больших вычислительных мощностей. Определение углов пространственной ориентации спутниковыми навигационными системами путем измерения фазового сдвига принятых сигналов от каждого космического аппарата требует установки на ЛА нескольких антенн и линий приема и обработки сигналов, что на малогабаритных ЛА не всегда возможно.
Известен способ угловой ориентации объекта по сигналам спутниковых радионавигационных систем Патент №2379700, Российская Федерация. Способ угловой ориентации объекта по сигналам спутниковых радионавигационных систем. МПК G01S 5/02. Опубл. 20.01.2010, бюл. №2.
В приведенном выше способе сигналы принимают от навигационных спутников двумя или более разнесенными антеннами, измеряют фазовые сдвиги между принятыми сигналами от каждого космического аппарата, осуществляют m измерений фазовых сдвигов между парами антенно-приемных устройств, осуществляют подбор значений целочисленных неоднозначностей в измерениях фазовых сдвигов для минимального созвездия из n спутников, по которым определяют возможные значения углов ориентации ЛА.
Недостатком этого изобретения является то, что для его реализации необходимо иметь несколько антенн и линий приема и обработки сигналов. Требуется предварительная коррекция измеренных фазовых сдвигов на величину составляющей систематической погрешности, вызванной неодинаковыми значениями группового времени запаздывания (ГВЗ) сигналов в антенно-приемных устройствах (далее антенно-приемные каналы), являющихся составной частью устройства определения угловой ориентации, размещаемого на объекте. При неодинаковых значениях ГВЗ в антенно-приемных каналах, разность значений ГВЗ в них будет отличаться от нуля. Если в расчетах принять указанную разность значений ГВЗ равной нулю, то это приведет к снижению точности оценки угловой ориентации объекта. Кроме того на малоразмерных ЛА размещение нескольких приемных антенн проблематично.
Существует патент на изобретение №2646954, Российская Федерация. Способ коррекции бесплатформенной инерциальной навигационной системы. МПК G01C 21/06. Опубл. 12.03.2018, бюл. №8. Принят нами за прототип.
Способ включает в себя комплексирование сигналов, соответствующих угловой скорости и линейной скорости объекта, с сигналами, соответствующими линейным ускорениям, преобразованными, с учетом параметров полета объекта. Адаптивную оценку крена и тангажа получают при помощи фильтра Калмана, в котором коэффициент усиления изменяется в зависимости от текущих значений модулей перегрузки, линейной скорости, а также угловых скоростей. Используют сигнал, соответствующий истинной воздушной скорости объекта, полученный от системы воздушных сигналов (СВС) в виде функции от динамического давления, и сигнал, соответствующий продольному ускорению, полученный путем дифференцирования с последующим сглаживанием сигнала скорости от СВС.
Недостатком известного способа является то, что в приведенном изобретении не предусмотрено измерение курса. Кроме того в условиях непрерывного маневрирования ЛА этот способ обладает недостаточной точностью. Это может привести к возникновению значительных погрешностей в результате постоянного маневрирования высокоманевренных ЛА.
Цель работы - повышение точности коррекции БИНС по углам крена, тангажа и обеспечение коррекции курса по сигналам одноантенного приемника СНС во всем диапазоне параметров полета при уменьшении вычислительных затрат БЦВМ.
Поставленная цель достигается за счет того, что согласно способу коррекции углов ориентации бесплатформенной инерциальной навигационной системы (БИНС) на скользящем интервале, при котором по сигналам датчиков угловых скоростей (ДУС) определяют углы крена и тангажа летательного аппарата (ЛА) и осуществляют коррекцию углов крена и тангажа БИНС путем совместной обработки угловых скоростей, линейных ускорений ЛА, дополнительно, корректируют текущий курс ЛА, используя полученные от одного приемника СНС проекции путевых скоростей (спутниковых скоростей), для этого осуществляют совместное использование множества измерений на скользящем интервале наблюдений, составляют одинаковой размерности (m) три массива спутниковых скоростей VN (ti), VH (ti), VE(ti), три массива угловых скоростей ωx (ti), ωу (ti), ωz (ti), и три массива линейных ускорений nx (ti), ny (ti), nz (ti), определяют наличие угловых скоростей вращения ЛА и их изменчивости на рассматриваемом интервале и вводят два признака:
Pr1=1, если
Figure 00000001
Figure 00000002
Figure 00000003
Pr2=1, если Pr1=1 и
Figure 00000004
Figure 00000005
Figure 00000006
здесь
Figure 00000007
Figure 00000008
Figure 00000009
- средние значения модулей угловых скоростей;
Figure 00000010
Figure 00000011
Figure 00000012
- СКО угловых скоростей; Р1, Р2 - пороговые значения; при невыполнении указанных условий признаки Pr1, Pr2 равны нулю;
если Pr1=0 вращение ЛА отсутствует и выполняется переход на конец алгоритма;
при помощи преобразования Хартли в низкочастотной области формируют вектор дискретных финитных изображений спутниковых скоростей, назовем это преобразование - решением Хартли: по начальным значениям кватерниона ориентации задают текущие значения углов ориентации и выполняют интегрирование кватерниона ориентации с отрицательным шагом и вычисляют матрицу поворота A(t), вычисляют оценки углов ориентации по матрице поворота, выполняют интегрирование уравнений оценок скоростей в связанной системе координат (связанных скоростей) с отрицательным шагом, выполняют интегрирование кватерниона ориентации с отрицательным шагом, по оценкам связанных скоростей, используя матрицу поворота, определяют оценки проекций связанных скоростей на текущую плановую систему координат (плановых скоростей), определяют вектор дискретных финитных изображений
Figure 00000013
оценок спутниковых скоростей по Хартли
Figure 00000014
далее определяют вектор рассогласований изображений спутниковых скоростей и изображений их оценок
Figure 00000015
выполняют решение Хартли с малым приращением δϑ начального условия тангажа и определяют оценки изображений плановых скоростей
Figure 00000016
Figure 00000017
Figure 00000018
определяют вектор функций чувствительности изображений оценок плановых скоростей к вариациям начального условия по тангажу:
Figure 00000019
выполняют решение Хартли с малым приращением δγ начального условия крена, определяют оценки изображений плановых скоростей
Figure 00000020
Figure 00000021
Figure 00000022
определяют вектор функций чувствительности изображений оценок плановых скоростей к вариациям начального условия по крену:
Figure 00000023
выполняют решение Хартли с малым приращением δψ начального условия курса, определяют оценки изображений плановых скоростей
Figure 00000024
Figure 00000025
Figure 00000026
определяют вектор функций чувствительности изображений оценок плановых скоростей к вариациям начального условия по курсу:
Figure 00000027
далее на основании линеаризации вектора изображений измерений спутниковых скоростей
Figure 00000028
относительно искомого вектора ориентации
Figure 00000029
составляют систему линейных алгебраических уравнений для приращения Δu относительно текущего приближения:
Figure 00000030
систему уравнений решают методом наименьших квадратов, результирующие оценки углов ориентации содержатся в векторе
Figure 00000031
:
Figure 00000032
Figure 00000033
Figure 00000034
вычисляется очередное приближение вектора ориентации:
Figure 00000035
точность оценивания контролируют по среднему модулю погрешностей оценок спутниковых скоростей, сходимость итераций контролируют по модулю вектора приращений Δu, сравнивая с заданной малой величиной, выполняют расчет кватерниона БИНС по скорректированным углам;
следующая итерация начинается с выполнения проверки вводимых двух признаков вращения ЛА, по выполненным признакам устанавливают весовые коэффициенты коррекции:
условие Pr1=1 означает нижний уровень коррекции, то есть больший вклад в результирующие оценки углов ориентации вносят показания БИНС, а результаты идентификации ориентации по СНС учитываются в меньшей степени,
условие Pr1=1, Pr2=1 означает верхний уровень коррекции, то есть больший вклад в результирующие оценки углов ориентации вносят результаты идентификации ориентации по СНС, а показания БИНС учитываются в меньшей степени, При невыполнении указанных условий признаки Pr1, Pr2 равны нулю;
если Pr1=1, принимается решение, что вращение ЛА отсутствует и выполняется, переход на конец алгоритма,
если Pr1=1, выполняется следующая итерация.
На фиг. 1. представлены текущие значения: 1 - тангаж, 2 - крен. На фиг. 2. представлены текущие значения курса. На фиг. 3, 4, 5 представлены погрешности оценивания тангажа, крена и курса в течение всего полета.
Описание работы способа представлено ниже.
На каждом малом шаге Δt регистрации измерений инерциальных датчиков выполняется накопление текущих измерений инерциальных датчиков и спутниковых скоростей в буферные регистры (массивы), при этом прошлые измерения сдвигаются и сохраняются в пределах длины интервала наблюдения.
Способ коррекции работает параллельно с алгоритмом БИНС, а его выполнение начинается по заполнении буферных регистров. Задача решается с частотой поступления измерений спутниковых скоростей от СНС (10 Гц), но использует информацию, накопленную в буферных регистрах с частотой измерений инерциальных датчиков (100 Гц).
Входными данными являются три массива спутниковых скоростей, три массива угловых скоростей и три массива линейных ускорений:
Figure 00000036
Здесь m - размерность буферных регистров, t0 - текущий момент реального времени,
Figure 00000037
- прошлые моменты времени, отстоящие, друг от друга на шаг дискретизации Δt.
Выходными данными являются оценки углов ориентации для текущего момента времени t0:
Figure 00000038
Задача определения корректирующих углов является итерационной. В ней используются не сами измерения спутниковых скоростей, а их изображения в частотной области, формируемые с помощью преобразования Хартли. При этом учитывается набор низкочастотных гармоник:
Figure 00000039
fk=(k-1)Δƒ, Δƒ=1/{{m-1)Δt), k=1,2…К
где К - число учитываемых гармоник, Δƒ - разрешающая способность преобразования.
Рассмотрим вычисления, которые выполняются для одного положения интервала наблюдений.
Шаг 1.
Начало алгоритма.
Выполняют сдвиг информации в буферных регистрах и запоминание последних по времени измерений СНС и инерциальных датчиков.
Шаг 2.
Определяют наличие угловых скоростей вращения ЛА и их изменчивости на рассматриваемом интервале. Вводят два признака:
Pr1=1 при
Figure 00000040
Figure 00000041
Figure 00000042
Pr2=1 при Pr1=1 и
Figure 00000043
Figure 00000044
Figure 00000045
Здесь
Figure 00000046
Figure 00000047
Figure 00000048
- средние значения модулей угловых скоростей;
Figure 00000049
Figure 00000050
Figure 00000051
- СКО угловых скоростей; Р1, Р2 - пороговые значения.
При невыполнении указанных условий признаки Pr1, Pr2 равны нулю.
При Pr1=0 вращение ЛА отсутствует и выполняется, переход на конец алгоритма.
При Pr1=1 выполняется переход на следующий шаг 3.
Шаг 3.
По измерениям спутниковых скоростей, накопленным в буферных регистрах, формируют вектор их изображений Z, который имеет вид:
Figure 00000052
Figure 00000053
Figure 00000054
Figure 00000055
Figure 00000056
Figure 00000057
Figure 00000058
k=1,2…К
Число учитываемых гармоник не менее трех. В приведенном ниже примере учитывалось шесть гармоник. Дальнейшее увеличение числа гармоник не повышает точность коррекции, но увеличивает объем вычислений.
Заметим, что использование низкочастотных изображений спутниковых скоростей оправдано инерционностью угловых движений ЛА. При этом снижается размерность задачи, а также уменьшаются погрешности, обусловленные более медленным и ступенчатым изменением низкочастотных измерений СНС относительно измерений инерциальных датчиков БИНС.
Шаг 4.
Начало итераций
Шаг 4.1.
Задают текущие приближения искомых углов:
Figure 00000059
На первой итерации они принимаются в виде:
Figure 00000060
Figure 00000061
- начальное приближение курса, за которое принимается путевой угол.
Определяют начальное значение кватерниона ориентации q:
Figure 00000062
Выполняют интегрирование кватерниона ориентации в обратном времени с отрицательным шагом «-Δt» для получения оценок углов и координат в прошлые моменты времени
Figure 00000063
.
Figure 00000064
где
Figure 00000065
- оценка кватерниона ориентации для текущих приближений углов ориентации в момент времени t0; qω - кватернион угловых скоростей, запомненных в буферных регистрах:
Figure 00000066
Figure 00000067
Figure 00000068
Figure 00000069
Figure 00000070
- операция умножения кватернионов.
Определяют матрицу поворота Δ(t) для моментов времени
Figure 00000071
по кватерниону ориентации:
Figure 00000072
Определяют оценки углов ориентации по матрице поворота:
Figure 00000073
Figure 00000074
Figure 00000075
Figure 00000076
Выполняют интегрирование уравнений оценок составляющих вектора скорости в связанных с ЛА осях (связанных скоростей) в обратном времени:
Figure 00000077
с начальными условиями:
Figure 00000078
Определяют оценки плановых скоростей по оценкам связанных скоростей и оценкам матрицы поворота:
Figure 00000079
Определяют вектор дискретных финитных изображений оценок спутниковых скоростей по Хартли:
Figure 00000080
Figure 00000081
Определяют вектор рассогласований изображений спутниковых скоростей и изображений их оценок:
Figure 00000082
Шаг 4.2.
Выполняют решение выражений (2)-(7) с малым приращением δϑ начального условия тангажа:
Figure 00000083
При этом определяются оценки изображений плановых скоростей:
Figure 00000084
Определят вектор функций чувствительности изображений оценок плановых скоростей к вариации начального условия по тангажу:
Figure 00000085
Figure 00000086
Figure 00000087
Figure 00000088
Шаг 4.3.
Выполняют решение выражений (2)-(7) с малым приращением δγ начального условия крена:
Figure 00000089
При этом определяют оценки изображений плановых скоростей:
Figure 00000090
Figure 00000091
Figure 00000092
Определяют вектор функций чувствительности изображений оценок плановых скоростей к вариации начального условия по крену:
Figure 00000093
Figure 00000094
Figure 00000095
Figure 00000096
Шаг 4.4.
Выполняют решение выражений (2)-(7) с малым приращением δψ начального условия курса:
Figure 00000097
При этом определяют оценки изображений плановых скоростей:
Figure 00000098
Figure 00000099
Figure 00000100
Определяют вектор функций чувствительности изображений оценок плановых скоростей к вариации начального условия по курсу:
Figure 00000101
Figure 00000102
Figure 00000103
Figure 00000104
Шаг 5.
На основании линеаризации вектора изображений измерений спутниковых скоростей
Figure 00000105
относительно искомого вектора ориентации
Figure 00000106
составляют систему линейных алгебраических уравнений для приращения Δu относительно текущего приближения:
Figure 00000107
где векторы Z,
Figure 00000108
определены на шагах 3 и 4.1
F - матрица функций чувствительности, размерностью (К,3), столбцы которой определены на шагах 4.2, 4.3, 4.4:
Figure 00000109
Систему уравнений (12) решают методом наименьших квадратов:
Figure 00000110
где j - номер итерации.
Определяют очередное приближение вектора ориентации для текущего момента времени t0:
Figure 00000111
Если заданное число итераций не выполнено, переход на шаг 4.1.
Шаг 6.
Конец итераций.
Результирующие оценки углов ориентации для текущего момента времени t0 содержатся в векторе
Figure 00000112
:
Figure 00000113
Проверяют качество итераций.
Сходимость итераций контролируют по модулю вектора приращений Δu, который должен стремиться к нулю. Если на последней итерации он больше заданной малой величины Δu>eps1, переход на конец алгоритма.
Точность оценивания контролируют по среднему модулю погрешностей оценок спутниковых скоростей:
Figure 00000114
Если он больше заданной величины
Figure 00000115
, переход на конец алгоритма.
Шаг 7.
Выполняют проверку признаков вращения ЛА, сформированных на шаге 2, и осуществляют коррекцию показаний БИНС:
Figure 00000116
Figure 00000117
Здесь:
Figure 00000118
- тангаж, крен и курс, полученные от БИНС;
Figure 00000119
- скорректированные тангаж, крен и курс;
Figure 00000120
- весовые коэффициенты коррекции.
При выполнении (17), в зависимости от значений признаков, устанавливают весовые коэффициенты коррекции.
Выполнение условия Pr1=1 означает нижний уровень коррекции, то есть больший вклад в результирующие оценки углов ориентации вносят показания БИНС, а результаты идентификации ориентации по СНС учитываются в меньшей степени.
Figure 00000121
Выполнение условий Pr1=1, Pr2=1 означает верхний уровень коррекции, то есть больший вклад в результирующие оценки углов ориентации вносят результаты идентификации ориентации по СНС, а показания БИНС учитываются в меньшей степени.
hϑl≤hθ2, hγ1<hγ2, hψ1<hψ2.
Выполняют расчет кватерниона БИНС по скорректированным углам: ϑ*, γ*, ψ*.
Figure 00000122
Figure 00000123
Figure 00000124
Figure 00000125
Figure 00000126
Figure 00000127
Figure 00000128
Figure 00000129
Figure 00000130
Figure 00000131
Конец алгоритма.
Таким образом, для коррекции ориентации по СНС достаточно наличия угловых скоростей, а также их некоторого изменения на интервале наблюдения.
Эти требования не являются чрезмерными, так как удовлетворяются даже при небольших угловых движениях ЛА. Так пороговое значение Рх для среднего модуля угловых скоростей принималось 0.1 град/с, а пороговое значение Р2 для СКО модуля угловых скоростей принималось 0.25 град/с. При увеличении уровня шумов измерений пороги следует увеличить.
Результаты моделирования.
Алгоритм решался по данным имитации полета легкого самолета на авиасимуляторе. Полет включал в себя участки прямолинейного горизонтального движения и участки вращения с разными по амплитуде угловыми скоростями.
Начальное значение курса было задано с погрешностью +10 градусов.
На фиг. 1, 2 представлены процессы изменения тангажа, крена и курса.
На фиг. 3, 4, 5 представлены погрешности оценивания тангажа, крена и курса в течение всего полета.
Данный способ претендует на универсальность в смысле отсутствия зависимости от вида объекта, на котором установлена БИНС, и особенностей его движения.
Техническим результатом использования изобретения является повышение точности при уменьшении вычислительных затрат, обеспечение непрерывной коррекции углов тангажа, крена и курса в условиях незначительного маневрирования в полете и с использованием одноантенного приемника СНС, а также универсальность применения способа на объектах различных видов. Способ позволяет использовать датчики ДУС и ДЛУ средней и низкой точности, в том числе микромеханического типа.

Claims (28)

  1. Способ коррекции углов ориентации бесплатформенной инерциальной навигационной системы (БИНС) на скользящем интервале, при котором по сигналам датчиков угловых скоростей (ДУС) определяют углы крена и тангажа летательного аппарата (ЛА) и осуществляют коррекцию углов крена и тангажа БИНС путем совместной обработки угловых скоростей, линейных ускорений ЛА, отличающийся тем, что дополнительно корректируют текущий курс ЛА, используя полученные от одного приемника СНС проекции путевых скоростей - спутниковых скоростей, для этого осуществляют совместное использование множества измерений на скользящем интервале наблюдений, составляют одинаковой размерности (m) три массива спутниковых скоростей, VN(ti), VH(ti), VE(ti), три массива угловых скоростей ωx (ti), ωу (ti), ωz (ti), и три массива линейных ускорений nx (ti), ny (ti), nz (ti), определяют наличие угловых скоростей вращения ЛА и их изменчивость на рассматриваемом интервале и для этого вводят два признака:
  2. Pr1=1, если
    Figure 00000132
    Figure 00000133
    Figure 00000134
  3. Pr2=1, если Pr1=1 и
    Figure 00000135
    Figure 00000136
    Figure 00000137
  4. здесь
    Figure 00000138
    Figure 00000139
    Figure 00000140
    - средние значения модулей угловых скоростей;
  5. Figure 00000141
    Figure 00000142
    Figure 00000143
    - СКО угловых скоростей; Р1, Р2 - пороговые значения,
  6. при невыполнении указанных условий признаки Pr1, Pr2 равны нулю,
  7. если Pr1=0, вращение ЛА отсутствует и выполняется переход на конец алгоритма, при помощи преобразования Хартли в низкочастотной области формируют вектор дискретных финитных изображений спутниковых скоростей, назовем это преобразование - решением Хартли: по начальным значениями кватерниона ориентации задают текущие значения углов ориентации и выполняют интегрирование кватерниона ориентации с отрицательным шагом, вычисляют матрицу поворота A(t), вычисляют оценки углов ориентации по матрице поворота, выполняют интегрирование уравнений оценок скоростей в связанной системе координат - связанных скоростей с отрицательным шагом, выполняют интегрирование кватерниона ориентации с отрицательным шагом, по оценкам связанных скоростей используя матрицу поворота определяют оценки проекции связанных скоростей на текущую плановую систему координат – плановых скоростей, определяют вектор дискретных финитных изображений
    Figure 00000144
    оценок спутниковых скоростей по Хартли
    Figure 00000145
    далее определяют вектор рассогласований изображений спутниковых скоростей и изображений их оценок
  8. Figure 00000146
  9. выполняют решение Хартли с малым приращением δϑ начального условия тангажа и определяют оценки изображений плановых скоростей,
  10. Figure 00000147
    Figure 00000148
    Figure 00000149
  11. определяют вектор функций чувствительности изображений оценок плановых скоростей к вариации начального условия по тангажу:
  12. Figure 00000150
  13. выполняют решение Хартли с малым приращением δγ начального условия крена, определяют оценки изображений плановых скоростей
  14. Figure 00000151
    Figure 00000152
    Figure 00000153
  15. определяют вектор функций чувствительности изображений оценок плановых скоростей к вариации начального условия по крену:
  16. Figure 00000154
  17. выполняют решение Хартли с малым приращением δψ начального условия курса, определяют оценки изображений плановых скоростей
  18. Figure 00000155
    Figure 00000156
    Figure 00000157
  19. определяют вектор функций чувствительности изображений оценок плановых скоростей к вариации начального условия по курсу:
  20. Figure 00000158
  21. далее на основании линеаризации вектора изображений измерений спутниковых скоростей
  22. Figure 00000159
    относительно искомого вектора ориентации
    Figure 00000160
    составляют систему линейных алгебраических уравнений для приращения Δu относительно текущего приближения:
    Figure 00000161
  23. систему уравнений решают методом наименьших квадратов, результирующие оценки углов ориентации содержатся в векторе
    Figure 00000162
    :
  24. Figure 00000163
    Figure 00000164
    Figure 00000165
    вычисляется очередное приближение вектора ориентации:
    Figure 00000166
    , точность оценивания контролируют по среднему модулю погрешностей оценок спутниковых скоростей, сходимость итераций контролируют по модулю вектора приращений Δu, сравнивая с заданной малой величиной, выполняют расчет кватерниона БИНС по скорректированным углам;
  25. следующая итерация начинается с выполнения проверки вводимых двух признаков вращения ЛА, по выполненным признакам устанавливают весовые коэффициенты коррекции: условие Pr1=1 означает нижний уровень коррекции, то есть больший вклад в результирующие оценки углов ориентации вносят показания БИНС, а результаты идентификации ориентации по СНС учитываются в меньшей степени,
  26. условие Pr1=1, Pr2=1 означает верхний уровень коррекции, то есть больший вклад в результирующие оценки углов ориентации вносят результаты идентификации ориентации по СНС, а показания БИНС учитываются в меньшей степени, при невыполнении указанных условий признаки Pr1, Pr2 равны нулю,
  27. если Pr1=0, принимается решение, что вращение ЛА отсутствует и выполняется, переход на конец алгоритма,
  28. если Pr1=1, выполняется следующая итерация.
RU2022101914A 2022-01-27 Способ коррекции углов ориентации БИНС на скользящем интервале RU2790076C1 (ru)

Publications (1)

Publication Number Publication Date
RU2790076C1 true RU2790076C1 (ru) 2023-02-14

Family

ID=

Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US6415223B1 (en) * 1999-11-29 2002-07-02 American Gnc Corporation Interruption-free hand-held positioning method and system thereof
RU2564380C1 (ru) * 2014-05-16 2015-09-27 Открытое акционерное общество Московский научно-производственный комплекс "Авионика" имени О.В. Успенского (ОАО МНПК "Авионика") Способ коррекции бесплатформенной инерциальной навигационной системы
RU2635820C1 (ru) * 2016-05-11 2017-11-16 Открытое акционерное общество Московский научно-производственный комплекс "Авионика" имени О.В. Успенского (ОАО МНПК "Авионика") Способ коррекции бесплатформенной инерциальной навигационной системы
RU2646954C2 (ru) * 2016-06-01 2018-03-12 Открытое акционерное общество Московский научно-производственный комплекс "Авионика" имени О.В. Успенского (ОАО МНПК "Авионика") Способ коррекции бесплатформенной инерциальной навигационной системы
RU2671291C1 (ru) * 2017-07-21 2018-10-30 Акционерное общество Московский научно-производственный комплекс "Авионика" имени О.В. Успенского (АО МНПК "Авионика") Способ определения углов ориентации ЛА на вертикальных траекториях полета
RU2722599C1 (ru) * 2019-09-19 2020-06-02 ФЕДЕРАЛЬНОЕ ГОСУДАРСТВЕННОЕ КАЗЕННОЕ ВОЕННОЕ ОБРАЗОВАТЕЛЬНОЕ УЧРЕЖДЕНИЕ ВЫСШЕГО ОБРАЗОВАНИЯ "Военная академия Ракетных войск стратегического назначения имени Петра Великого" МИНИСТЕРСТВА ОБОРОНЫ РОССИЙСКОЙ ФЕДЕРАЦИИ Способ коррекции бесплатформенной инерциальной навигационной системы беспилотного летательного аппарата малой дальности с использованием интеллектуальной системы геопространственной информации

Patent Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US6415223B1 (en) * 1999-11-29 2002-07-02 American Gnc Corporation Interruption-free hand-held positioning method and system thereof
RU2564380C1 (ru) * 2014-05-16 2015-09-27 Открытое акционерное общество Московский научно-производственный комплекс "Авионика" имени О.В. Успенского (ОАО МНПК "Авионика") Способ коррекции бесплатформенной инерциальной навигационной системы
RU2635820C1 (ru) * 2016-05-11 2017-11-16 Открытое акционерное общество Московский научно-производственный комплекс "Авионика" имени О.В. Успенского (ОАО МНПК "Авионика") Способ коррекции бесплатформенной инерциальной навигационной системы
RU2646954C2 (ru) * 2016-06-01 2018-03-12 Открытое акционерное общество Московский научно-производственный комплекс "Авионика" имени О.В. Успенского (ОАО МНПК "Авионика") Способ коррекции бесплатформенной инерциальной навигационной системы
RU2671291C1 (ru) * 2017-07-21 2018-10-30 Акционерное общество Московский научно-производственный комплекс "Авионика" имени О.В. Успенского (АО МНПК "Авионика") Способ определения углов ориентации ЛА на вертикальных траекториях полета
RU2722599C1 (ru) * 2019-09-19 2020-06-02 ФЕДЕРАЛЬНОЕ ГОСУДАРСТВЕННОЕ КАЗЕННОЕ ВОЕННОЕ ОБРАЗОВАТЕЛЬНОЕ УЧРЕЖДЕНИЕ ВЫСШЕГО ОБРАЗОВАНИЯ "Военная академия Ракетных войск стратегического назначения имени Петра Великого" МИНИСТЕРСТВА ОБОРОНЫ РОССИЙСКОЙ ФЕДЕРАЦИИ Способ коррекции бесплатформенной инерциальной навигационной системы беспилотного летательного аппарата малой дальности с использованием интеллектуальной системы геопространственной информации

Similar Documents

Publication Publication Date Title
CN108827310B (zh) 一种船用星敏感器辅助陀螺仪在线标定方法
US4495580A (en) Navigation system
JP4199553B2 (ja) ハイブリッド航法装置
CN103913181B (zh) 一种基于参数辨识的机载分布式pos传递对准方法
US4520445A (en) Method of determining the position and velocity of a vehicle
EP2187170A2 (en) Method and system for estimation of inertial sensor errors in remote inertial measurement unit
US20120280853A1 (en) Radar system and method for detecting and tracking a target
Pan et al. Underwater Doppler navigation with self-calibration
CN102252677A (zh) 一种基于时间序列分析的变比例自适应联邦滤波方法
RU2749152C1 (ru) Адаптивный корректор углов ориентации для БИНС
CN114777812B (zh) 一种水下组合导航系统行进间对准与姿态估计方法
RU2564380C1 (ru) Способ коррекции бесплатформенной инерциальной навигационной системы
JP5022747B2 (ja) 移動体の姿勢及び方位検出装置
KR101833007B1 (ko) 도플러 비컨을 이용한 수중 이동체의 위치 및 속도 추정 방법 및 시스템
CN110702110A (zh) 一种基于无迹卡尔曼滤波的舰船升沉运动测量方法
RU2564379C1 (ru) Бесплатформенная инерциальная курсовертикаль
CN106403943B (zh) 基于惯性角增量自适应补偿的惯性姿态匹配测量方法
RU2382988C1 (ru) Бесплатформенная инерциальная система ориентации на &#34;грубых&#34; чувствительных элементах
RU107601U1 (ru) Система управления беспилотным летательным аппаратом с комплексным устройством измерения высоты полета
CN110736459B (zh) 惯性量匹配对准的角形变测量误差评估方法
RU2790076C1 (ru) Способ коррекции углов ориентации БИНС на скользящем интервале
CN111982126A (zh) 一种全源BeiDou/SINS弹性状态观测器模型设计方法
CN107036595A (zh) 基于交互式多模型滤波的船体变形角估计方法
RU2754396C1 (ru) Адаптивный способ коррекции углов ориентации БИНС
CN113252029B (zh) 一种基于光学陀螺量测信息的天文导航姿态传递方法